Браславский Д. А., Логунов С. С. 
Приборы на самолете 


Издание: Браславский Д. А., Логунов С. С. Приборы на самолете. - М.: Оборонгиз. Главная редакция авиационной литературы, 1947. - 524 с. Тираж 10500 экз. Цена 18 руб. 
Scan: Андрей Мятишкин (amyatishkin@mail.ru) 
Аннотация издательства: Книга "Приборы на самолете" составлена по материалу книги "Авиационные приборы", выпущенной теми же авторами в 1941 г. Первоначальное издание значительно переработано и расширено. 
Настоящая книга отражает современное состояние отечественного приборостроения. В книге рассматриваются изготовляемые в настоящее время пилотажно-навигационные приборы и приборы, контролирующие работу авиационного двигателя. 
В книге десять глав, из которых первые две являются вводными и содержат общие сведения об авиационных приборах и описание условий их эксплоатации. Остальные главы посвящены рассмотрению применяемых в настоящее время авиационных приборов с описанием принципа их действия, назначения, конструкции, методов проверки и монтажа на самолете. 
Книга утверждена в качестве учебного пособия для авиационных техникумов, но может быть широко использована в практической работе инженерами и техниками эксплоатационной службы ВВС ВС СССР 

Книга в формате DjVu разбита на три части в соответствии с разделами, в каждой части оставлено содержание: 

Главы 1-5 - 4351 кб 
Главы 6-10 - 3414 кб 

Фотографии из книги - 920 кб 

Невыправленный текст в формате TXT - 943 кб 

ОГЛАВЛЕНИЕ 
Предисловие (стр. 3) 
ГЛАВА ПЕРВАЯ. НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИМЕНЕНИЕ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРОВ 
§ 1. Полет самолета (стр. 5) 
     Режим полета (стр. 5) 
     Равновесие самолета (стр. 5) 
     Горизонтальный прямолинейный полет в ясную погоду (стр. 9) 
     Слепой полет (стр. 11) 
     Эволюции самолета (стр. 14) 
§ 2. Авиационные двигатели (стр. 15) 
     Типы двигателей (стр. 15) 
     Бензиновый двигатель (стр. 16) 
     Двигатель тяжелого топлива (стр. 20) 
§ 3. Самолетовождение (стр. 22) 
     Предмет аэронавигации (стр. 22) 
     Способы ориентировки (стр. 22) 
     Направление и скорость полета (стр. 23) 
     Расчетное местоположение самолета (стр. 26) 
ГЛАВА ВТОРАЯ. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРАХ 
§ А. Классификация авиационных приборов (стр. 31) 
§ 5. Влияние условий эксплоатацни на работу авиационных приборов (стр. 32) 
     Температура воздуха (стр. 32) 
     Влажность воздуха (стр. 33) 
     Плотность воздуха (стр. 34) 
     Наклоны и перегрузки (стр. 35) 
     Вибрация самолета (стр. 35) 
     Пыль (стр. 38) 
§ 6. Общие требования к авиационным приборам (стр. 38) 
§ 7. Размещение авиационных приборов на самолете (стр. 39) 
     Приборные доски (стр. 39) 
     Амортизация приборных досок (стр. 42) 
     Освещение авиационных приборов (стр. 45) 
§ 8. Элементы авиационных приборов (стр. 47) 
     Основные части авиационных приборов (стр. 47) 
     Монтажные детали (стр. 51) 
ГЛАВА ТРЕТЬЯ. МАНОМЕТРИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ 
§ 9. Элементы манометрических приборов (стр. 58) 
     Измерение давления (стр. 58) 
     Чувствительный элемент (стр. 60) 
     Передаточный механизм (стр. 66) 
     Принципы регулирования передаточного механизма (стр. 69) 
     Биметаллическая температурная компенсация (стр. 72) 
§ 10. Манометр бензина (стр. 74) 
     Назначение (стр. 74) 
     Принцип действия (стр. 74) 
     Конструкция (стр. 75) 
     Лабораторная проверка (стр. 78) 
§11. Манометр масла (стр. 78) 
     Назначение (стр. 78) 
     Конструкция (стр. 79) 
     Лабораторная проверка (стр. 79) 
§ 12. Паровой термометр (стр. 82) 
     Назначение . (стр. 82) 
     Принцип действия и конструкция (стр. 82) 
     Лабораторная проверка (стр. 87) 
§ 13. Трехстрелочный индикатор (стр. 88) 
     Назначение (стр. 88) 
     Конструкция (стр. 88) 
     Кассетный Трехстрелочный индикатор (стр. 90) 
§ 14. Мановакуумметр (стр. 92) 
     Назначение . (стр. 92) 
     Принцип действия (стр. 92) 
     Конструкция (стр. 92) 
     Лабораторная проверка (стр. 93) 
§ 15. Гидростатический бензиномер (стр. 96) 
     Назначение (стр. 96) 
     Принцип действия (стр. 96) 
     Конструкция (стр. 97) 
§ 16. Указатель скорости (стр. 102) 
     Назначение (стр. 102) 
     Принцип действия (стр. 103) 
     Конструкция указателя скорости (стр. 109) 
     Тарировка и лабораторная проверка указателя скорости (стр. 115) 
     Проверка указателя скорости на самолете (стр. 118) 
§ 17. Высотомер (стр. 121) 
     Назначение и принцип действия (стр. 121) 
     Конструкция (стр. 126) 
     Лабораторная проверка (стр. 128) 
     Проверка на самолете (стр. 130) 
§ 18. Вариометр (стр. 131) 
     Назначение (стр. 131) 
     Принцип действия (стр. 132) 
     Конструкция (стр. 133) 
     Лабораторная проверка (стр. 135) 
§ 19. Манометрические приборы с унифицированным механизмом (стр. 137) 
ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ. МАГНИТНЫЕ КОМПАСЫ 
§ 20. Сведения о земном магнетизме (стр. 140) 
§ 21. Общие сведения о магнитных компасах (стр. 144) 
     Назначение (стр. 144) 
     Элементы и характеристики компасов (стр. 145) 
§ 22. Типы компасов, их конструкция и монтаж (стр. 150) 
     Компас А-4 (стр. 150) 
     Компас КИ-11 (стр. 151) 
     Монтаж компасов на самолете (стр. 155) 
§ 23. Девиация магнитного компаса (стр. 159) 
     Сведения из теории девиации (стр. 159) 
     Определение и устранение девиации (стр. 165) 
     Определение девиации в полете (стр. 171) 
     Изменение девиации со временем (стр. 172) 
§ 24. Поведение компаса в полете (стр. 172) 
ГЛАВА ПЯТАЯ. ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ 
§ 25. Понятие об электрических авиационных приборах (стр. 178) 
§ 26. Законы постоянного электрического тока (стр. 179) 
     Основные понятия и единицы измерений (стр. 179) 
     Закон Ома (стр. 180) 
     Последовательное и параллельное соединение проводников (стр. 181) 
     Сопротивление и электропроводность металлов (стр. 183) 
     Нагревание проводников электрическим током (стр. 184) 
§ 27. Магнетизм (стр. 186) 
     Основные понятия (стр. 186) 
     Действие магнитного поля на постоянный магнит (стр. 189) 
     Ферромагнитные материалы (стр. 190) 
§ 28. Электромагнетизм (стр. 191) 
     Магнитное поле электрического тока (стр. 191) 
     Действие магнитного поля на ток (стр. 194) 
     Электромагнитная индукция (стр. 197) 
     Токи Фуко (стр. 198) 
§ 29. Законы переменного электрического тока (стр. 199) 
     Синусоидальный переменный ток (стр. 199) 
     Индуктивное сопротивление (стр. 200) 
     Конденсатор и емкостное сопротивление (стр. 202) 
     Закон Ома для цепи переменного тока (стр. 204) 
     Эффективные значения токов и напряжений. Мощность (стр. 205) 
     Генерирование переменного тока (стр. 207) 
     Трехфазный ток (стр. 209) 
§ 30. Бортовая электросеть самолета (стр. 210) 
     Источники электроэнергии на самолете (стр. 210) 
     Регуляторные коробки (стр. 212) 
     Электрощитки (стр. 213) 
     Выключатели и переключатели (стр. 213) 
     Плавкие предохранители (стр. 215) 
     Автомат защиты (стр. 2l7) 
     Переходные коробки (стр. 218) 
     Штепсельные разъемы (стр. 219) 
     Электропроводка (стр. 219) 
     Металлические чулки для прокладки проводов (стр. 221) 
     Крепление труб и шлангов . . (стр. 223) 
     Требования к монтажу (стр. 223) 
§ 31. Гальванометры и логометры (стр. 224) 
     Указатели электрических авиаприборов (стр. 224) 
     Магнитоэлектрический гальванометр (стр. 224) 
     Гальванометр с внутрирамочным магнитом (стр. 226) 
     Логометры (стр. 227) 
     Приборы с подвижным магнитом (стр. 228) 
§ 32. Электрические термометры сопротивления типа ТМЭ-41, ТВЭ-40, ТКЭ-41 и ТМЭ-45 (стр. 229) 
     Назначение (стр. 229) 
     Принцип действия (стр. 229) 
     Указатель (стр. 232) 
     Приемник ТМЭ-41 (стр. 234) 
     Соединительные провода (стр. 236) 
     Погрешности (стр. 236) 
     Проверка приемника перед монтажом (стр. 236) 
     Установка термометра на самолете (стр. 237) 
     Электрический термометр сопротивления ТМЭ-45 (стр. 241) 
§ 33. Термоэлектрический термометр цилиндров ТЦТ-9 (стр. 242) 
     Назначение (стр. 242) 
     Принцип действия (стр. 242) 
     Приемник (стр. 244) 
     Указатель (стр. 245) 
     Монтаж прибора на самолете (стр. 248) 
§ 34. Электрический газоанализатор ГЭА-50 (стр. 251) 
     Сгорание горючего в цилиндре двигателя (стр. 251) 
     Принцип устройства газоанализатора (стр. 254) 
     Датчик (стр. 257) 
     Указатель (стр. 258) 
     Погрешности газоанализатора (стр. 259) 
     Монтажные детали (стр. 259) 
     Монтаж газоанализатора (стр. 260) 
     Подготовка газоанализатора перед полетом (стр. 260) 
     Пользование газоанализатором в полете (стр. 262) 
     Проверка газоанализатора после полета (стр. 263) 
§ 35. Электрические дистанционные манометры унифицированного типа ЭДМУ (стр. 264) 
     Назначение (стр. 264) 
     Принцип действия (стр. 266) 
     Конструкция приемников давления (стр. 269) 
     Конструкция указателя (стр. 271) 
     Лабораторная проверка (стр. 274) 
     Монтаж ЭДМУ (стр. 274) 
§ 36. Дистанционный двухстрелочный электрический тахометр ТЭ-22 (стр. 275) 
     Назначение и принцип действия (стр. 275) 
     Конструкция (стр. 276) 
     Монтаж тахометра (стр. 280) 
     Погрешности комплекта (стр. 283) 
     Указатель тахометра ТЭ-44 (стр. 283) 
     Указатель тахометра ТЭ-45 (стр. 283) 
§ 37. Электрический дистанционный бензиномер БЭ-40 (стр. 285) 
     Назначение и устройство (стр. 285) 
     Датчик и указатель бензиномера БЭ-40 (стр. 285) 
     Погрешности комплекта (стр. 289) 
     Электрический бензиномер БЭ-46 (стр. 289) 
§ 38. Электрический дистанционный суммирующий бензиномер СБЭ-40 (стр. 289) 
     Назначение и устройство (стр. 289) 
     Монтаж бензиномеров БЭ-40 и СБЭ-40 на самолете (стр. 292) 
§ 39. Электрический указатель положения закрылков УЗ-40 (стр. 293) 
     Назначение (стр. 293) 
     Датчик ДЗ-40 и указатель УЗ-40 (стр. 295) 
     Основные данные комплекта (стр. 295) 
     Монтаж на самолете (стр. 296) 
§ 40. Автомат регулирования температуры АРТ-41 (стр. 296) 
     Назначение (стр. 296) 
     Принцип действия (стр. 296) 
     Элементы автомата АРТ-41 (стр. 300) 
     Датчик регулятора температуры ДРТБ-41 (стр. 301) 
     Электромагнитное двойное реле РЭД-43 (стр. 303) 
     Гибкий вал с арматурой (стр. 304) 
     Электромеханизм дистанционного управления УР-2 (стр. 304) 
     Переключатели (стр. 306) 
     Монтаж автомата АРТ-41 (стр. 306) 
     Настройка автомата АРТ-41 (стр. 307) 
ГЛАВА ШЕСТАЯ. ДИСТАНЦИОННЫЕ МАГНИТНЫЕ КОМПАСЫ 
§ 41. Проблема дистанционного компаса (стр. 310) 
     Классификация дистанционных компасов (стр. 311) 
     Дистанционный компас Патин (стр. 311) 
     Дистанционный компас Магнесин (стр. 314) 
§ 42. Потенциометрический дистанционный компас ПДК-44 (стр. 316) 
     Принцип действия (стр. 316) 
     Датчик ПДК-44 (стр. 318) 
     Указатель ПДК-44 (стр. 320) 
     Основные данные компаса ПДК-44 (стр. 322) 
     Монтаж компаса ПДК-44 (стр. 322) 
     Устранение девиации (стр. 326) 
     Пользование компасом ПДК-44 (стр. 326) 
ГЛАВА СЕДЬМАЯ. МЕХАНИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ 
§ 43. Центробежный тахометр (стр. 328) 
     Назначение и принцип действия (стр. 328) 
     Конструкция (стр. 329) 
     Гибкий вал (стр. 329) 
     Монтаж тахометра и гибкого вала (стр. 332) 
     Тахометр центробежный ТЦ-45 (стр. 334) 
§ 44. Акселерометр (стр. 334) 
     Назначение и принцип действия (стр. 334) 
     Конструкция (стр. 335) 
ГЛАВА ВОСЬМАЯ. НАВИГАЦИОННЫЕ ИНСТРУМЕНТЫ 
§ 45. Визир ОПБ-1м (стр. 338) 
     Назначение и устройство (стр. 338) 
     Определение угла сноса (стр. 340) 
     Определение путевой скорости (стр. 341) 
§ 46. Ветрочет (стр. 342) 
     Назначение и устройство (стр. 342) 
     Определение ветра по двум углам сноса (стр. 344) 
§ 47. Счетная аэронавигационная линейка (стр. 345) 
     Назначение и устройство (стр. 345) 
ГЛАВА ДЕВЯТАЯ. ГИРОСКОПИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ 
§ 48. Некоторые сведения из механики (стр. 347) 
     Абсолютное и относительное движение (стр. 347) 
     Поступательное и вращательное движение (стр. 347) 
     Понятие о мгновенной скорости (стр. 349) 
     Сложение и разложение сил (стр. 349) 
     Ускорение тел под действием сил (стр. 351) 
     Ускорение силы тяжести (стр. 352) 
     Подсчет массы и момента инерции тела (стр. 352) 
     Силы, возникающие при движении тел с ускорением (стр. 353) 
     Степени свободы (стр. 354) 
     Центр тяжести и виды равновесия (стр. 355) 
     Силы трения (стр. 356) 
§ 49. Применение гироскопа на самолете (стр. 357) 
§ 50. Гироскоп и его свойство (стр. 360) 
     Понятие о гироскопе (стр. 360) 
     Гироскоп с тремя степенями свободы (стр. 361) 
     Кажущееся движение свободного гироскопа (стр. 366) 
     Гироскоп с направляющей силой (стр. 368) 
     Гироскоп с двумя степенями свободы (стр. 372) 
§ 51. Указатель поворота и указатель скольжения (стр. 374) 
     Назначение (стр. 374) 
     Принцип действия указателя поворота (стр. 374) 
     Принцип действия указателя скольжения (стр. 378) 
     Конструкция указателя поворота и указателя скольжения (стр. 380) 
     Лабораторная проверка (стр. 382) 
§ 52. Авиагоризонт АГП-2 (стр. 383) 
     Назначение (стр. 383) 
     Принцип действия (стр. 383) 
     Конструкция (стр. 389) 
     Работа авиагоризонта АГП-2 (стр. 392) 
§ 53. Авиагоризонт АГ-2 (стр. 393) 
     Конструкция (стр. 393) 
     Лабораторная проверка авиагоризонтов АГП-2 и АГ-2 . (стр. 394) 
§ 54. Гирополукомпас (стр. 395) 
     Назначение (стр. 395) 
     Принцип действия (стр. 395) 
     Конструкция (стр. 397) 
§ 55. Гиромагнитный компас ГМК-2 (стр. 399) 
     Назначение (стр. 399) 
     Принцип действия (стр. 400) 
     Конструкция (стр. 405) 
     Работа ГМК-2 (стр. 407) 
     Девиация ГМК-2 и конструкция девиационного прибора (стр. 407) 
     Лабораторная проверка ГМК-2 (стр. 409) 
§ 56. Пневматическое питание гироскопических приборов (стр. 409) 
     Источники питания (стр. 409) 
     Трубка Вентури (стр. 410) 
     Вакуумнасос АК-4 (стр. 412) 
     Регуляторы вакуума и давления (стр. 414) 
     Пылевой фильтр (стр. 416) 
     Монтажные детали (стр. 418) 
     Схемы вакуумного питания (стр. 420) 
     Схемы компрессивного питания (стр. 422) 
     Бортовая проверка гироприборов (стр. 425) 
     Установка гироприборов на приборной доске самолета (стр. 427) 
     Проверка разрежения в гироприборах (стр. 428) 
ГЛАВА ДЕСЯТАЯ. АВТОПИЛОТ 
§ 57. Назначение автопилота и принцип его работы (стр. 429) 
     Назначение (стр. 429) 
     Стабилизация самолета вокруг главных осей устойчивости (стр. 429) 
     Простейший автомат курса (стр. 430) 
     Пропорциональное регулирование и обратная связь (стр. 434) 
     Работа автомата курса с обратной связью (стр. 435) 
§ 58. Автопилот АП-42 (стр. 437) 
     Гирополукомпас для автомата курса АП-42 (стр. 437) 
     Автоматическая стабилизация самолета вокруг оси ZZ (стр. 439) 
     Автоматическая стабилизация самолета вокруг оси XX (стр. 441) 
     Пневматическая схема (стр. 442) 
     Гидравлическая схема (стр. 442) 
     Электрическая схема (стр. 442) 
     Возможные изменения в схеме автопилота АП-42 (стр. 445) 
§ 59. Конструкция автопилота АП-42 (стр. 445) 
     Автомат курса (стр. 445) 
     Коррекция курсового гироскопа (стр. 451) 
     Коррекция курса от радиополукомпаса (стр. 455) 
     Автомат продольной и поперечной стабилизации (стр. 455) 
     Монтажный кронштейн (стр. 459) 
     Гидравлический агрегат (стр. 459) 
     Рулевые машинки (стр. 466) 
     Масляный бачок (стр. 467) 
     Двухстрелочный манометр (стр. 467) 
     Дренажный бачок (стр. 467) 
     Регулятор давления воздуха (стр. 469) 
     Масляный фильтр (стр. 469) 
     Обратные масляный и воздушный клапаны (стр. 469) 
     Источники питания системы автопилота (стр. 470) 
     Механизмы дистанционного управления (стр. 471) 
     Основные характеристики автопилота АП-42 (стр. 474) 
§ 60. Монтаж автопилота АП-42 на самолете (стр. 474) 
     Размещение агрегатов на самолете (стр. 474) 
     Монтаж системы управления (стр. 478) 
     Монтаж обратной связи (стр. 478) 
     Монтаж системы включения автопилота (стр. 483) 
     Монтаж гидравлической системы (стр. 483) 
     Монтаж пневматической системы (стр. 484) 
     Монтаж электрической схемы (стр. 485) 
§ 61. Испытания автопилота АП-42 (стр. 486) 
     Проверка монтажа (стр. 486) 
     Испытания после монтажа (стр. 487) 
     Испытания автопилота перед полетом (стр. 489) 
     Испытания в полете (стр. 489) 
§ 62. Эксплоатация автопилота АП-42 (стр. 490) 
     Осмотр автопилота перед полетом (стр. 490) 
     Пользование автопилотом в полете (стр. 490) 
     Уход за автопилотом (стр. 491-) 
§ 63. Автопилот АП-45 (стр. 492) 
     Принципиальная схема автопилота АП-45 (стр. 493) 
     Конструкции гироулла автомата курса АП-45 (стр. 497) 
     Конструкция гироузла автомата поперечной и продольной стабилизации АП-45 (стр. 497) 
     Монтаж и эксплоатация АП-45 (стр. 499) 
§ 64. Проблема электрического автопилота (стр. 499) 
     Заключение (стр. 500) 
Приложения: 
     1. Аэродинамическая таблица (стр. 502) 
     2. Гипсометрическая таблица (стр. 508) 


ПРЕДИСЛОВИЕ
Авиационная техника получила за последние годы исключительное развитие, в первую очередь в связи с применением реактивных двигателей, а также с увеличением мощности дальних самолетов.
Современные самолеты летают со скоростью, близкой к скорости звука, и могут в течение одного полета покрывать расстояние, равное диаметру земного шара. Полет может происходить в любое время дня и ночи, независимо от видимости земных ориентиров.
Всем этим достижениям авиации в большой мере способствовало создание приборов и автоматов, обеспечивающих контроль полета и решающих сложные задачи автоматического управления самолетом и ориентировки в пространстве.
В свою очередь развитие авиационной техники повлекло за собой появление новых конструкций авиационных приборов, модернизацию и усовершенствование существующих конструкций, а также перевод целых групп приборов на электрические схемы.
С каждым годом повышается удельный вес и значение приборов на самолете. Можно сказать, что развитие авиационного приборостроения является одним из важнейших факторов, определяющих общий технический уровень авиации. Так же, как и в других областях техники, развитие авиационных приборов идет по пути повышения их точности и автоматизации всех процессов управления самолетом.
В настоящей книге описаны пилотажно-навигационные и моторные приборы, применяемые на самолетах. Некоторые из них следует считать в настоящее время морально устаревшими (например, гидравлические термометры и манометры, пневматические гироприборы, пневмо-гидравлические автопилоты и др.). Тем не менее описание этих приборов приведено в книге, так как они еще применяются на самолетах и, кроме того, представляют интерес как учебный материал.
С другой стороны, авторы не имели возможности рассмотреть в книге все новые конструкции, так как многие из них нельзя считать достаточно установившимися, а в основу данного труда положено описание приборов, вошедших в эксплоатацию.
Учитывая общую тенденцию развития электрических авиационных приборов, авторы сочли целесообразным в главе об электрических приборах дать в качестве справочного материала общие сведения из электротехники.
Кроме принципов действия и конструкций приборов, в книге рассматривается применение приборов в процессе пилотирования, самолетовождения и контроля работы двигателя; приводятся также сведения о монтаже приборов и условиях их эксплоатации.
В настоящем издании частично использован материал, опубликованный авторами в 1941 г. в книге "Авиационные приборы".
Книга "Приборы на самолете" предназначается в качестве учебного пособия для студентов авиационных техникумов. Публикуемый материал может быть также широко использован техническим составом гражданской и военной авиации, связанным с эксплоатацией приборов.
Авторы выражают признательность Г. С. Френкелю, взявшему на себя труд по научному редактированию настоящего труда и давшему ряд ценных указаний, а также благодарят Г. Н. Красникова за проделанную работу по оформлению иллюстраций.

ГЛАВА ПЕРВАЯ
НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИМЕНЕНИЕ АВИАЦИОННЫХ
ПРИБОРОВ
§ 1. Полет самолета
Режим полета. Каждый полет связан с выполнением
определенного задания, от содержания которого зависят ско-
рость, направление и высота полета. Совокупность этих трех
элементов определяет собой навигационный режим полета.
Для сохранения необходимого режима летчик должен не-
прерывно поддерживать равновесие самолета в воздухе и кон-
тролировать его положение относительно земли. Эти задачи
решаются при помощи приборов: приборы винтомоторной груп-
пы дают возможность выбрать необходимый режим работы
двигателя и наблюдать за его исправностью; пилотажно-нави-
гационные приборы дают возможность определить положение
самолета и скорость его движения. В зависимости от условий
погоды летчик устанавливает и сохраняет требуемый навига-
ционный режим полета при помощи той или иной группы пи-
лотажных приборов.
Равновесие самолета. Под влиянием порывов вет-
ра, колебания тяги винта и других факторов самолет может
отклоняться от первоначального положения, и летчик, действуя
рулями, непрерывно возвращает самолет в прежнее поло-
жение.
Отклонение самолета может происходить в трех направле-
ниях (фиг. 1): продольном (вокруг оси ZZ), поперечном (во-
круг оси XX) и по курсу (вокруг оси YY).
Для поворота самолета вокруг оси ZZ летчик воздействует
ручкой управления на руль глубины. Вокруг оси XX летчик
поворачивает самолет при помощи штурвала, воздействующе-
го на элероны. Поворот самолета вокруг оси YY осуществляет-
ся ножным управлением - педалями, связанными с рулем по-
ворота.
6     Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов
Положение самолета в пространстве определяется направле-
нием его осей относительно плоскости горизонта и плоскости
географического (истинного) меридиана (фиг. 2).
Угол а между осью самолета XX и плоскостью горизонта
называется углом продольного крена. Угол к между осью са-
молета ZZ и плоскостью горизонта называется углом попереч-
ного крена. Углы продольного и поперечного крена можно
Y
КилЬ
f/jflb г.
*Х
НоЖное управление
Y
Фиг. 1. Органы управления самолетом.
отсчитывать от вертикали, так как вертикаль всегда перпенди-
кулярна плоскости горизонта в данном месте земли.
Угол у между плоскостью симметрии самолета и полуден-
ной линией (линия пересечения горизонта с плоскостью истин-
ного меридиана) называется истинным курсом самолета.
Равновесие самолета в воздухе неразрывно связано с его
положением относительно плоскости горизонта, т. е. с углами
продольного и поперечного крена самолета. Соответственно
этому равновесие самолета вокруг оси ZZ называется про-
дольным равновесием, а равновесие вокруг оси XX - попереч-
ным равновесием.
Продольное равновесие самолета зависит от угла его про-
дольного крена а. При изменениях продольного крена самоле-
та изменяется угол атаки, т. е. угол между направлением
встречного потока воздуха и хордой крыла самолета. От
§ 1. Полет самолета
..,  "                                                                                                                                                                                                                                                              ч Плоскость горизонта    Г
^^^^^^тщ^^^1^^^^^^^'
л/
W
Фиг. 2. Обозначение углов, характеризующих положение самолета
в пространстве:
а-абсолютный.продольный крен, р-абсолютный поперечный крен, у-истинный
курс.
Ckppoi:mb 700Ьм/час^р-    fcbopocmti 380Км/час    /Cbepocmt) №"и/Ыгс \~
Указатели
скорости/?:
У^-
wTjlCaMo/jem теряет
^       скорость
- ^
"Угола.таЬи+Ю"
/ 'Jf'tpufni/vecH'Mj/
-тятЛ^лЛ*
ЛИ
Цц
Фиг. 3. Полет самолета с различными углами атаки.
8      Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов____
значения угла атаки зависит сила, поддерживающая самолет
в воздухе.
Как известно из аэродинамики, величина подъемной силы
самолета выражается следующей формулой:
Р_ CyS?V*
где S - несущая поверхность крыла;
р' - плотность воздуха;
У - скорость движения самолета;
Су-коэфициент подъемной силы.
При увеличении угла атаки коэфициент cv увеличивается
и достигает максимума при некотором значении угла атаки,
называемом критическим; при дальнейшем увеличении угла
атаки коэфициент cv уменьшается.
Одним из условий равновесия самолета, летящего горизон-
тально, прямолинейно и равномерно, является равенство веса
самолета и его подъемной силы, т. е.
P==_c^pl!_=G>
где G - вес самолета.
Из этого равенства можно определить скорость, необходи-
мую для сохранения горизонтальности полета: •
v=/^i.
Г    CySf
Из этой формулы видно, что чем больше коэфициент cv
тем меньше скорость, необходимая для сохранения горизон-
тального полета. При критическом угле атаки, соответствую-
щем cv =max, эта скорость будет иметь наименьшее значение.
Если летчик придаст самолету скорость еще меньше указан-
ной, уменьшив тягу винта или увеличив угол атаки, то само-
лет потеряет равновесие (фиг. 3).
Каждому режиму полета (набор высоты, планирование,
вираж и т. д.) соответствует определенное минимальное зна-
чение скорости, при котором самолет еще может выполнять
заданный режим, т. е. сохранять равновесие. Таким образом
для сохранения продольного равновесия самолета необходим
постоянный контроль скорости полета, осуществляемый при
помощи указателя воздушной скорости. Этот прибор является
одним из важнейших пилотажных приборов; он дает летчику
возможность предотвратить потерю скорости, которая грозит
самолету падением.
§ 1. Полет самолета
Поперечное равновесие самолета зависит от угла его по-
перечного крена (фиг. 4).
При прямолинейном полете поперечный крен вызывает бо-
ковое скольжение самолета (самолет "скользит на крыло").
Сохранение поперечного равновесия осуществляется при по-
мощи указателя скольжения, который показывает наличие бо-
кового скольжения самолета.
Лрямоли не инь/и полет
В_и_р а>А
СнольМ&ния
нет
ОгольАете ,-_-*</l,
на левое    ^*-z? ^
крыло
-Указатель
• сЬольАения
-СЬольйкниъ
на правое
брыла
^
Правильный вираА
без скольжения
г^
/
"X
Внутреннее
скольжение
Наружное       c^*--j3
сАолыЛение        '•-
Фиг. 4. Скольжение самолета.
При криволинейном полете, например при вираже, возни-
кают инерционные силы, изменяющие положение поперечного
равновесия самолета. Для того чтобы самолет во время ви-
ража был в равновесии, его поперечный крен должен нахо-
диться в определенном соотношении с угловой скоростью и
радиусом виража.
Правильность виража контролируется тем же указателем
скольжения, показывающим наличие наружного или внутрен-
него скольжения самолета. При вираже угол скольжения не
равен углу поперечного крена, так как при правильном вира-
же скольжение отсутствует, в то время как поперечный крен
имеет определенную величину, соответствующую положению
равновесия самолета при вираже.
Таким образом указатель скольжения является основным
прибором, контролирующим поперечное равновесие самолета
как при прямолинейном полете, так и при вираже.
Горизонтальный прямолинейный полет в
ясную погоду. Горизонтальный прямолинейный полет в
ясную погоду можно осуществить, определяя положение са-
10    Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов
молета по видимой линии горизонта и по земным ориентирам.
Так, например, летчик может судить о продольном и попе-
речном крене по положению капота относительно линии види-
мого горизонта.
Скорость самолета определяется    посредством   указателя
воздушной скорости.
N
Фиг. 5. Выдерживание курса по земному ориентиру.
Истинный курс определяют по показаниям компаса. При
видимости земли нет необходимости все время вести наблю-
дения по компасу. После того как самолет установлен на курс
по компасу, его можно вести, пользуясь земными ориентира-
ми (фиг. 5).
В дополнение к компасу применяется указатель поворота,
показывающий отклонение самолета от прямолинейного поле-
та. Когда стрелка указателя поворота находится на нуле, это
значит, что самолет летит прямолинейно и курс не изменяется
(фиг. 6). Величина отклонения стрелки указателя поворота
от нуля характеризует скорость поворота самолета.
Высоту полета указывает высотомер. Однако чувствитель-
ность его недостаточна для обнаружения небольших измене-
ний высоты. В этом случае на помощь летчику приходит ва-
риометр, указывающий скорость изменения высоты полета.
Когда стрелка вариометра указывает на нуль, это значит, что
самолет летит горизонтально и высота полета не изменяется
(фиг. 7).
Перечисленных приборов достаточно для управления гори-
зонтальным полетом самолета в ясную погоду.
§ 1. Полет самолета
И
Слепой   полет. При полете в тумане, в облаках или
темной безлунной ночью, когда земные и небесные ориентиры
Указатель
поворота                                                                                                                                                                                                           -.-
Полет
по прямой
Фиг. 6. Поворот самолета.
не вндны, летчик управляет самолетом только по показаниям
приборов, пользуясь методами "слепого пилотажа".
>
Горизонтальней
полет
ШОм
!ifflMb-rfMrt>t^mmritlMnmnm-liftlfflni
Т
\500м
^ЛыматмтяЬахйт,
I
Фиг. 7. Изменение высоты полета.
Указатель скорости, указатель скольжения, указатель по-
ворота, вариометр, высотомер и магнитный компас составляют
основную группу приборов для слепого полета. Пользуясь эти-
ми приборами, летчик судит о поперечном крене косвенным
образом - по показаниям указателя скольжения и указате-
12    Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов
ля поворота, а о продольном крене косвенным образом - по
показаниям указателя скорости. При отсутствии приборов, не-
посредственно указывающих продольный и поперечный крен,
пилотирование затрудняется и от летчика требуется значитель-
ное напряжение, так как указатель скорости, указатель сколь-
жения и вариометр запаздывают, т. е. отстают в своих по-
Фиг. 8. Определение продольного   и поперечного крена самолета
при помощи авиагоризонта.
казаниях от движения самолета. Не менее затруднительно
сохранять курс по магнитному компасу, который отклоняется
от правильного показания при изменении положения самолета.
Создание специальных гироскопических приборов для не-
посредственного и безинерционного определения углов а, (3 и у
(см. фиг. 2) упростило технику слепого пилотажа.
Основным прибором этой группы является авиагоризонт,
заменяющий видимый горизонт и непосредственно указываю-
щий величину продольного и поперечного крена самолета
(фиг. 8).
Гирополукомпас со значительно большей точностью, чем
магнитный компас, показывает угол отклонения самолета от
заданного курса. Гирополукомпас не указывает курса, поэтому
им пользуются в сочетании с магнитным компасом. От этого
N.
Г
л
>ч
о
!а
П>
2
Фиг. 9. Фигуры высшего пилотажа:
2-мертви петля, 2- иммельман, 3-двойная бочка,, ^-штопор.
14    Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов
а--п д
Фиг. 10. Ускорения, действующие
на самолет.
недостатка свободен гиромагнитный компас, дающий устойчи-
вые показания курса самолета без корректировки по магнит-
ному компасу.
С развитием техники приборостроения появились автомати-
ческие устройства, облегчающие управление самолетом. Одним
из таких устройств является автопилот - прибор, автомати-
чески управляющий рулями самолета. Автопилот ведет само-
лет по заданному курсу с заданной скоростью и на заданной
высоте, освобождая летчика
от длительного напряжения
при дальних полетах.
Эволюции само-
лета. Эволюцией назы-
вается всякое маневрирова-
ние самолета, например, ви-
раж, пикирование, фигуры
высшего пилотажа и т. д.
(фиг. 9). Выполнение лю-
бой эволюции связано с
изменением скорости полета
по величине или по направ-
лению.
Рассмотрим общий случай полета самолета. Допустим, что
в какой-то момент времени самолет кмеет скорость V и дви-
жется по некоторой криволинейной траектории радиусом R,
причем скорость полета не остается постоянной, а изменяется
на величину ДУ за время &t.
В этом общем случае самолет находится под действием
трех различных ускорений (фиг. 10). Ускорение силы тяжести
направлено по вертикали и равно g; величина g зависит от
широты места и его высоты и в среднем равна 9,81 м/сек2.
Ускорение av  появляется вследствие изменения скорости
поступательного движения самолета и направлено по продоль-
ной оси самолета вперед или назад в зависимости от того,
уменьшается или увеличивается скорость полета.
Величина этого ускорения равна
v -*" = \-- м/'сек\
Центробежное ускорение ак возникает вследствие измене-
ния направления полета и направлено по радиусу траектории
движения самолета. Величина его равна
yz
O.R =--м/сек2.
R                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                         (
Результирующее ускорение направлено по диагонали парал-
лелепипеда, сторонами которого являются векторы g, av и ал.
__^^___________§ 2- Авиационные двигатели___________                                                                                                                                    15
В случае когда траектория движения лежит в горизонталь-
ной плоскости, параллелепипед (см. фиг. 10) делается прямо-
угольным, и результирующее ускорение равно
/---~1----9~!----9~       ;  /~   3    I    / &V \-    .   /  V' \2
"=A-f">+4 = |/ *' + (-••) -t-( -)
при вираже г; -const и, следовательно, av = Q.
При этом
гз2_\з
R,
<*=[/ g' + l^
В общем случае направление результирующего ускорения
не совпадает с направлением силы тяжести, но может и совпа-
дать с ним (например, при выходе из пикирования).
Таким образом при всяком изменении скорости полета по
величине или по направлению на самолет действуют инерцион-
ные силы; величина этих сил зависит от ускорения, с которым
движется самолет. Для определения величины инерционных
и результирующих сил обычно пользуются понятием пере-
грузки.
Перегрузкой называется отношение результирующего уско-
рения, действующего на самолет, к ускорению силы тяжести:
а
п = -.
g
При п> 1 летчик ощущает кажущееся увеличение собственного
веса (например, при вираже). Большие перегрузки вредно дей-
ствуют на организм летчика. Прочность конструкции каждого
самолета рассчитана на определенную величину перегрузки.
Для измерения величины перегрузки и, следовательно, для
предотвращения опасного увеличения перегрузки в полете
служит прибор, называемый акселерометром.
§ 2. Авиационные двигатели
Типы двигателей. На различных типах самолетов
применяются различные типы двигателей. Так, например, на
легких и средних самолетах ставят бензиновые двигатели вну-
треннего сгорания, различающиеся по способу охлаждения
(воздушное или водяное) и по способу карбюрации (с поплав-
ковым или беспоплавковым карбюратором); на тяжелых са-
молетах дальнего действия используются двигатели, работаю-
щие на тяжелом топливе, дизели, дающие большую экономию
топлива при дальних полетах.
16     Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов
Для каждого из этих двигателей существует комплект при-
боров, обеспечивающих рациональное управление данным дви-
гателем и контроль его работы (фиг. 11).
В связи с тем что остановка двигателя в воздухе вызы-
вает вынужденную посадку самолета, наиболее ответственную
роль играют приборы, контролирующие работу двигателя в
целом и показывающие состояние работы отдельных его агрега-
тов. Пользуясь этими приборами, летчик имеет также возмож-
ность правильно отрегулировать режим работы двигателя для
сохранения его прочности и продления срока службы.
Кроме того, приборы позволяют полностью использовать
мощность двигателя для получения максимальных скоростей
полета и маневренности в воздушном бою. Наконец при по-
мощи приборов можно установить наиболее экономичный ре-
жим работы двигателя, дающий экономию топлива в полете.
В настоящее время в связи с распространением реактивных
двигателей открылась новая область работы для конструктора
авиационных приборов. Построенные на совершенно иных
принципах, чем двигатели внутреннего сгорания, реактивные
двигатели требуют применения новых конструкций авиацион-
ных приборов.
Бензиновый двигатель. Работа этого двигателя
основана на использовании тепловой энергии, выделяемой бен-
зином при сгорании в цилиндре двигателя. Энергия сжигае-
мого бензина преобразуется в механическую работу при по-
мощи шатунного механизма и коленчатого вала. С коленчатым
валом связан воздушный винт, который своим вращением в
воздухе создает силу тяги, обеспечивающую продвижение са-
молета.
Для нормальной работы двигателя в течение всего времени
полета необходим бесперебойный приток топлива к двигателю.
Подача топлива к цилиндрам двигателя осуществляется груп-
пой агрегатов, объединенных в систему питания двигателя. За-
пас топлива находится в бензобаках, помещенных обычно внут-
ри плоскостей (крыльев самолета).
Бензиномер указывает количество горючего в баках; пока-
зания этого прибора особенно важны летчику в длительном
полете.
Для сгорания бензина в цилиндрах двигателя необходим
кислород. Поэтому бензин должен поступать в цилиндры не
в жидком виде, а в распыленном состоянии вместе с воздухом,
в виде так называемой горючей смеси. Горючая смесь приго-
товляется в карбюраторе. Постоянный приток бензина к кар-
бюратору обеспечивается бензиновой помпой, непрерывно пе-
рекачивающей бензин из баков в карбюратор под определен-
ным постоянным давлением, которое поддерживается при по-
Манометр
бензина
г°""'(tm)~^ ".--, ,"гад, zz" _??_
=05
ьо
i-
э
о
-С
В
О
а
г
у
<й>
а
с
8
3
ь>
к
Фиг. 11. Приборы, контролирующие работу авиационного
двигателя.
18     Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов
мощи редукционного клапана. У бензиновых двигателей с по-
плавковыми карбюраторами это давление должно быть в пре-
делах 0,2-0,35 ат, а при наличии беспоплавкового карбюрато-
ра 0,5-1 ат. При уменьшенном давлении приток горючего
в карбюратор будет недостаточным, что вызовет перебои в ра-
боте двигателя.
Манометр бензина измеряет давление, под которым бензин
поступает в карбюратор. Показания бензиномера и манометра
бензина характеризуют состояние системы бензопитания дви-
гателя и бесперебойность подачи горючего.
Состав горючей смеси, приготовляемой в карбюраторе (т. е.
соотношение содержания бензина и воздуха), может быть раз-
личным. Для определения состава смеси служит газоанализа-
тор, указывающий так называемый коэфициент избытка воз-
духа а.. Малый коэфициент а указывает на то, что количество
воздуха в смеси недостаточно для полного сгорания бензина;
такая смесь называется "богатой". Высокий коэфициент а. ука-
зывает на излишек воздуха, и в этом случае смесь называется
"бедной". Для каждого режима работы двигателя необходим
свой состав смеси.
При своем движении части двигателя преодолевают сопро-
тивление трения, что влечег за собой износ частей и потерю
мощности двигателя. Система смазки двигателя обеспечивает
постоянную подачу масла ко всем трущимся деталям для
уменьшения трения и износа материала. Для обеспечения до-
статочной и бесперебойной смазки масло подается под давле-
нием, создаваемым масляной помпой. У современных авиа-
ционных двигателей это давление поддерживается постоянным
в пределах 5-8 ат при помощи редукционного клапана. Давле-
ние в системе смазки показывает манометр масла.
Нормальная работа двигателя в значительной степени за-
висит также от температуры смазывающего масла. При низ-
ке и температуре (ниже 10-20° С) вязкость масла сильно воз-
растает, скорость течений его по трубопроводам уменьшается,
и особенно затрудняется подача масла через каналы малого
сечения для смазки подшипников двигателя.
Слишком высокая температура масла также плохо сказы-
вается на работе двигателя. При высокой температуре вязкость
масла уменьшается, оно приобретает текучесть и плохо удер-
живается в зазорах между трущимися частями; при чрезмерно
высокой температуре масло горит и продукты его сгорания за-
соряют трущиеся поверхности. Таким образом необходимо под-
держивать температуру смазывающего масла в определенных
пределах, например, на входе в двигатель 55-70° С, на вы-
ходе из двигателя 90-110° С. Кратковременные повышения;
температуры масла в определенных пределах допустимы.
_   ____________  § 2. Авиационные двигатели                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                             jg
Температуру масла измеряют термометром масла. Измене-
ние температуры масла в полете достигается двумя путями:
либо изменением числа оборотов двигателя, либо изменением
условия охлаждения маслорадиатора. Например, при слишком
высокой температуре масла либо понижают число оборотов
двигателя, либо открывают заслонки маслорадиатора, благо-
даря чему увеличивается его обдув и, следовательно, охлаж-
дение.
При сгорании горючей смеси выделяется большое количе-
ство тепла, и цилиндры двигателя сильно нагреваются. При
чрезмерно высокой температуре цилиндры начинают деформи-
роваться, что может вызвать заедание поршней двигателя. Для
того чтобы температура цилиндров >и поршней поддерживалась
в допустимых пределах, приходится применять искусственное
охлаждение. В зависимости от способа отвода тепла авиаци-
онные двигатели делятся на двигатели с воздушным и жидко-
стным охлаждением.
При воздушном охлаждении цилиндры обдуваются потоком
воздуха. Температура цилиндров на этих двигателях контро-
лируется путем измерения температуры головок цилиндров
специальными термометрами. Допустимый предел нагрева го-
ловок цилиндров двигателя 240-250° С.
При жидкостном охлаждении двигателя излишек тепла от-
водится водой или специальной жидкостью, непрерывно омы-
вающей наружные стенкк цилиндров и отдающей тепло воз-
духу в радиаторе. В двигателях с жидкостным охлаждением
о нагреве цилиндров судят косвенным образом - по темпера-
туре жидкости, выходящей из рубашек цилиндра. Эта темпе-
ратура также имеет допустимый предел, различный для раз-
ных двигателей, в зависимости от конструкции охлаждающей
системы и от свойств охлаждающей жидкости.
При водяном охлаждении допустимая температура воды на
рыходе равна примерно 85-90° G. Для повышения этого пре-
дела применяют специальные жидкости с температурой кипе-
ния выше 100° С, а также системы охлаждения, работающие
при повышенном давлении. В этих случаях верхний предел
температуры жидкости может быть повышен до 110-120° С.
Температуру жидкости, выходящей из рубашек цилиндров, из-
меряют термометром воды.
Для двигателя опасен не только перегрев, но и излишнее
охлаждение цилиндров, так как при этом уменьшается ско-
рость сгорания горючей смеси. Двигатель теряет приемистость,
т. е. скорость перехода на другой режим работы. Потеря прие-
мистости особенно опасна при посадке, когда в некоторых
случаях необходимо быстро увеличить обороты винта, чтобы
не потерять скорости.
20    Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов
Минимально допустимая температура головок цилиндров
для двигателей воздушного охлаждения около 120° С. Мини-
мальная температура охлаждающей жидкости на выходе из
двигателя так же, как и температура смазывающего масла,
должна регулироваться строго в заданных пределах.
В полете температуру регулируют изменением режима ра-
боты двигателя или открытием створок радиатора, что изме-
няет условия охлаждения. На некоторых двигателях установ-
лены автоматы, которые поддерживают заданную температуру
цилиндров или жидкости, изменяя условия охлаждения. Одна-
ко применение автоматов не исключает применения термомет-
ров для контроля за исправностью действия автоматов.
Тяга винта, продвигающая самолет в воздухе, зависит от
числа оборотов в минуту винта, а следовательно, от числа
оборотов в минуту коленчатого вала. Скорость вращения ва-
ла двигателя показывает тахометр. На большинстве двигате-
лей устанавливается автомат, который поддерживает постоян-
ное число оборотов винта путем изменения угла установки его
лопастей (шага винта). В этом случае тахометр показывает,
насколько исправно работает автомат -винта. На взлетном ре-
жиме для лучшего использования мощности двигателя обычно
изменяют регулирование автомата винта, с тем чтобы увели-
чить число оборотов.
Для полного сгорания бензина нужно определенное коли-
чество кислорода. Кислород содержится в воздухе, засасывае-
мом двигателем. Но на большой высоте воздух сильно разре-
жен и когда он засасывается в цилиндры, то нехватает кисло-
рода для сгорания топлива. Из-за этого снижается мощность
двигателя на высоте. Приходится снабжать высотные двигатели
нагнетателем, сжимающим воздух и подающим его под нуж-
ным давлением в цилиндры.
Это давление называется давлением наддува и измеряется
маис/вакуумметром. На ряде двигателей имеется автомат, под-
держивающий постоянное давление наддува во всасывающей
магистрали авиационного двигателя. На взлетном режиме
давление наддува увеличивают на 100-200 мм рт. ст., что
необходимо для повышения мощности, развиваемой двига-
телем.
Для сохранения необходимой приемистости двигателя бен-
зин в карбюраторе должен испаряться с достаточной скоростью.
Скорость испарения зависит от температуры карбюратора, ко-
торая измеряется термометром карбюратора.
Двигатель тяжелого топлива, В последнее вре-
мя на самолетах начали применять дизели - двигатели, пи-
тающиеся тяжелым топливом (керосин, нефть, газойль). Основ-
§ 2. Авиационные двигатели                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                          21
ным   преимуществом   дизеля перед бензиновым   двигателем
является меньший расход топлива.
Система питания дизеля сходна с системой питания бензи-
нового двигателя, имеющего беспоплавковый карбюратор с не-
посредственным впрыском топлива. Топливо поступает из бака
в топливную помпу, откуда подается под давлением 2-4 ат
к топливному насосу. Насос нагнетает топливо под давлением
500-1000 ат в форсунки, впрыскивающие топливо в цилинд-
ры двигателя. Топливо не зажигается электрической свечой,
как в бензиновых двигателях, а воспламеняется само от нагре-
ва воздуха. Воздух нагревается до необходимой температуры
благодаря высокой степени сжатия его в цилиндрах двигателя.
Количество топлива в баках измеряется бензиномером, как
и в бензиновом двигателе. Для измерения давления, под кото-
рым топливо подается помпой в топливный насос, служит ма-
нометр топлива, сходный по конструкции с манометром бензи-
на, но отличающийся диапазоном измерений. Манометры топли-
ва, применяемые на дизелях, имеют диапазон измерения до
6 ат, а манометр для бензинового двигателя с поплавковым
карбюратором -- до 1 ат; на бензиновом двигателе с непо-
средственным впрыском применяют манометр с диапазоном из-
мерения 1,5-3 ат.
Важное значение в работе дизеля имеет прибор, измеряю-
щий мгновенный расход топлива, так называемый расходомер
топлива.
Управление дизелем основано на ином принципе, чем
управление бензиновым двигателем. В карбюраторном двига-
теле мощность изменяют путем изменения количества горючей
смеси, подаваемой в цилиндры. Для этого открывают дроссель-
ную заслонку, связанную с рукояткой управления (сектор га-
за). Изменение мощности дизеля достигается изменением ко-
личества подаваемого топлива посредством специального пере-
пускного устройства в топливном насосе. Зубчатая рейка
управления насосом связана с рукояткой топливного сектора,
расположенного в кабине летчика.
В дизеле подаваемое топливо должно точно дозироваться,
а следовательно, необходим точный замер мгновенного расхо-
да топлива. Естественно, что в дизеле не нужны газоанализа-
тор и термометр карбюратора. Системы смазки и охлаждения
дизеля соответствуют аналогичным схемам бензинового двига-
теля. Соответственно этому в дизеле применяются такие же
контрольно-измерительные приборы: манометр масла, термо-
метры воды и масла, термометр головок цилиндров.
В дизелях также применяется система наддува, поддержи-
вающая их мощность на высоте. Вследствие отсутствия дето-
нации топлива дизель допускает более высокое давление над-
22    Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов___
дува, чем бензиновый двигатель. Мановакуумметры, применяе-
мые в дизелях, имеют соответственно более высокий предел
измерения.
§ 3. Самолетовождение
Предмет аэронавигации. Основной задачей каж-
дого полета является выход самолета в намеченную точку. При
полете на небольшие расстояния в пределах видимости земли
эта задача решается сравнительно просто. В этом случае мож-
но вести самолет, пользуясь различными земными ориентира-
ми, например, железными или шоссейными дорогами, реками
или видимым крупным ориентиром.
Естественно, что в таких случаях экипажу самолета не
требуется специальных приборов для выдерживания нужного
направления полета.
С развитием авиации непрерывно увеличивается дальность
полета самолета. Появление приборов слепого полета свело
ло минимума зависимость работы авиации от состояния пого-
ды. Самолеты стали летать в любое время дня и ночи, при
неблагоприятных метеорологических условиях и на очень боль-
шие расстояния.
Для того чтобы при таких полетах выдержать маршрут,
необходимо пользоваться специальными приборами, вести точ-
ный расчет и контроль пройденного пути по карте. Работа эки-
пажа по соблюдению заданного маршрута и достижению цели
полета называется самолетовождением. Самолетовождение объ-
единяет работу по пилотажу самолета и по определению место-
положения самолета.
На легких самолетах, летающих на небольшие расстояния,
летчик один выполняет работу по управлению самолетом и
ориентировке. На средних и тяжелых самолетах, выполняющих
дальние полеты, работу по ориентировке ведет штурман.
Аэронавигация изучает способы ориентировки в полете, а
также методы приведения самолета в желаемое место наибо-
лее коротким и безопасным путем.
Способы ориентировки. Наиболее простым спосо-
бом является визуальная ориентировка, т. е. сличение с картой
видимых ориентиров (населенных пунктов, озер, перекрестков
дорог, мостов и т. д.). Но визуальная ориентировка возможна
только при условии видимости земли. Поэтому темной ночью
или над облаками этот способ применять нельзя. Визуальная
ориентировка сильно затруднена также при полете на малых
высотах, в особенности при "бреющем" полете, так как при
этом мало времени для рассматривания ориентиров.
Способ астрономической ориентировки заключается в рас-
чете местоположения по измеренным углам между направле-
§ 3. Самолетовождение
23
/

нпями на небесные светила и плоскостью горизонта с учетом
времени наблюдения. Для измерения этих углов служит опти-
ческий прибор, называемый авиационным секстантом; момент
наблюдения определяется по точным часам. При отсутствии
видимости небесных светил астрономическая ориентировка не-
возможна.
Способ радиоориентиров-
ки состоит в определении
местоположения по направ-
лениям на земные радио-
станции или по расстояниям
до них, измеренным в по-
лете. Эти измерения выпол-
няются при помощи раз-
личных радионавигацион-
.яых приборов, как-то: ра-
диополукомпасов и др.
Способ счисления пути
заключается в определении
местоположения путем уче-
та величины и направления
пути, пройденного самоле-
том от точки вылета. В об-
щем случае полет происхо-
дит по некоторой криволи-
нейной траектории. Траек-
торию полета можно раз-
бить на участки, внутри ко-
торых направление полета
принимается неизменным.
Зная скорость и время пролета каждого участка, вычисляют
расстояния, пройденные самолетом на отдельных участках, на-
носят их на карту и определяют местоположение самолета в
данный момент.
Счисление пути, а также решение ряда других аэронави-
гационных задач осуществляется при помощи группы аэрона-
вигационных приборов и счетных штурманских инструментов.
Приборы дают возможность определить основные аэрона-
вигационные элементы: курс, скорость, высоту и время полета.
Направление и скорость полета. Для соблюде-
ния заданного маршрута, а также для расчета местоположения
самолета необходимо в первую очередь знать направление дви-
жения самолета относительно земной поверхности. Угол между
географическим меридианом и направлением движения само-
лета называется фактическим путевым углом. Путевой угол
выражается в угловых градусах и отсчитывается по часовой
V
Фиг. 12. Курсовые углы.
24    Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов___
стрелке от северного направления географического меридиана
(фиг. 12).
В общем случае направление движения самолета относи-
тельно земной поверхности (линия пути) не совпадает с про-
дольной осью самолета, так как движение самолета относи-
тельно земли является геометрической суммой двух движений:
относительного движения самолета по отношению к воздушной
среде и переносного движения воздушной среды относительно
земли. Иначе говоря, фактический путевой угол в общем слу-
чае не совпадает с курсом самолета.
Перемещение воздушной среды относительно земли (ветер)
происходит вследствие разности давлений воздуха в различных
точках земли. Ветер характеризуется направлением и скоростью.
Направление ветра выражается в угловых градусах и отсчи-
тывается так же, как и путевой угол, от северного направ-
ления географического меридиана по часовой стрелке. Скорость
и направление ветра зависят от состояния атмосферы и меня-
ются с переменой высоты. Кроме того, скорость и направл?-
ние ветра изменяются с течением времени. Скорость ветра мо-
жет достигать 100 км]час.
Угол tp между продольной осью самолета и линией пути
самолета называется углом сноса и измеряется в градусах.
Если самолет сносит вправо, то угол сноса считают положи-
тельным, если влево, - отрицательным.
Даже при отсутствии ветра направление движения самолета может
не совпадать с направлением его продольной оси. Движение самолета отно-
сительно воздуха является результатом действия сил тяги воздушных винтов,
приводимых в движение двигателями самолета. При неодинаковой силе тяги
правых и левых двигателей или различном лобовом сопротивлении правого
и левого крыльев самолет движется под некоторым углом к своей про-
дольной оси, т. е. как бы со скольжением.
Угол, образованный направлением движения самолета относительно воз-
душной среды и осью самолета, называется углом аэродинамического сноса
или углом скольжения *. Угол аэродинамического сноса обычно невелик
(1-2°), но на самолете с многими двигателями при отказе крайнего двига-
теля этот угол может достигать 10° и более.
Таким образом угол сноса в общем случае состоит из двух слагаемых:
' '   •                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                   *=:<?•-т-'Фв.
где Фа - угол аэродинамического сноса.
'Is - угол сноса от ветра (угол между направлением движения самолета
относительно воздуха и линией пути самолета);
1 Не следует смешивать этот угол скольжения с тем скольжением,
которое образуется при неправильном вираже самолета (см. стр. 9). Правиль-
нее было бы назвать его углом курсового скольжения в отличие от угла
поперечного скольжения.
§ 3. Самолетовождение____                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                   25>
Из фиг. 12 видно, что фактический путевой угол, характг-
ркзуюший направление движения самолета относительно зем-
ли, равен сумме курса самолета у и угла сноса (| :
з=•/:+>.
Курс самолета определяет штурман посредством магнитно-
го компаса (причем в показания компаса вносится ряд допол-
нительных поправок).
Более затруднителен точный учет углов сноса. Наиболее
распространенным способом определения угла сноса 1 является
наблюдение с самолета направления движения земных предме-
тов при помощи навигационного визира ОПБ-1м. Угол сноса
можно определить также периодическим сличением с картой
земных ориентиров, встречающихся на пути самолета. Этот
способ так же, как и способ визирования, неприменим при
плохой видимости земли, при полете ночью или в тумане.
При отсутствии видимости земли угол сноса и путевой угол
могут быть определены расчетным путем, если известны на-
правление и скорость ветра (см. ниже).
Вторым аэронавигационным элементом', который должен
знать штурман для расчета местоположения, является скорость
движения самолета относительно земли, называемая путевой
скоростью самолета.
Приборов, автоматически указывающих путевую скорость,
не существует. Путевую скорость самолета можно определить
при помощи визира ОПБ-1м, наблюдая скорость перемещения
земных предметов с самолета. При этом необходимо знать вы-
соту полета, которую показывает высотомер.
Определение путевой скорости посредством визира так же,
как и определение угла сноса, невозможно при отсутствии ви-
димости земли. В этом случае угол сноса, фактический путевой
угол и путевую скорость самолета определяют расчетным пу-
тем, если известны скорость и направление ветра.
Как было сказано вы/не, движение самолета относительно
земли представляет собой геометрическую сумму двух движе-
ний: относительного движения самолета относительно воздуш-
ной среды и переносного движения воздуха относительно зем-
ли (ветра).
Для определения угла сноса <'•, путевого угла R и путевой
скорости W строят навигационный треугольник скоростей
(фиг. 13). Одна из сторон этого треугольника - вектор воз-
душной скорости самолета V - по своему направлению совпа-
дает с истинным курсом самолета. Другая сторона - вектор
1 Существующие способы определения угла сноса дают сразу суммар^
ный угол сноса: Ф '~ Фа + Фв . поэтому практически аэродинамический-
снос г1,; отдельно не рассматривают.
26    Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов____
скорости ветра U - направлена под углом 8, равным направле-
нию ветра. Третья сторона треугольника дает величину и на-
правление путевой скорости W.
Для выполнения указанного расчета необходимо знать воз-
душную скорость, которая показывается указателем скорости,
и курс, который показывается компасом. Скорость и направле-
ние ветра могут быть получены перед вылетом или в полете
(по радио по данным аэрологических наблюдений с земли.
Т
Тф?ва^ост>
Фиг. 13. Навигационный треугольник скоростей:
(5-путевой угол, у-истинный курс. В-направление ветра,
е-угол ветра, ф-угол сноса.
Однако замеры ветра, сделанные с земли, недостаточно
точны, чтобы рассчитать маршрут дальнего полета. Во время
полетов на дальние расстояния скорость и направление ветра
могут изменяться, тем более что самолет может изменять вы-
соту своего полета. Поэтому важно иметь возможность опре-
делить ветер непосредственно с самолета.
Решая навигационный треугольник скоростей, можно опре-
делить скорость и направление ветра, если известны остальные
элементы навигационного треугольника: истинная воздушная
скорость, угол сноса и путевая скорость. Ветер можно опреде-
лить также, если измерены углы сноса на двух курсах и из-
вестна истинная воздушная скорость и т.. д.
Для решения задач навигационного треугольника приме-
няется специальный прибор - ветрочет.
Расчетное местоположение самолета. Как
было указано выше, определение местоположения самолета
•способом счисления пути основано на вычислении расстояния,
пройденного самолетом от точки вылета, с учетом направления
полета. Однако точное решение этой задачи затрудняется те'м,
что поверхность земли имеет форму шара, или, точнее, эллип-
§ 3. Самолетовождение                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                     27
соида вращения, сжатого со стороны пслюсов. Сжатие эллип-
соида земли весьма невелико ', поэтому в аэронавигации при-
нимают ее форму за правильный шар, объем которого равен
объему земного эллипсоида; радиус этого шара R - 6370,9 км.
Положение любой точки на поверхности земного шара мож-
но определить ее географическими координатами - долготой и
широтой (фиг. 14).
Долготой данного места X называется угол, заключенный
между плоскостью истинного меридиана места и плоскостью
Гринвичский \
меридиан^
ikSanf
S\
Фж. 14. Географические координаты.
начального (нулевого) меридиана; долгота измеряется в угло-
вых градусах. В качестве начального меридиана принят Грин-
вичский меридиан, причем к западу от него долгота считается
западной X w, а к востоку - восточной )>,.., в пределах от О
до 180°.
Угол в градусах между плоскостью экватора и вертикалью,
проходящей через данное место, называется широтой данного
места ?. К северу отг1 экватора широта считается северной <f\-'
а к югу - южной 9,у> в пределах от 0 до 90°. Широту можно
определить так же, как угол между земной осью и плоскостью
горизонта в данном месте.
Местоположение самолета в любой момент времени можно
выразить в градусах долготы и широты. Если известны долго-
та и широта точки вылета, то можно вычислить текущие ко-
ординаты самолета, прибавляя к координатам аэродрома ве-
личины, на которые изменялись долгота и широта за время
полета.
1 Отношение разностей полуосей  эллипсоида к величине его большой
полуоси равно 1/297.
28    Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов___
Изменение долготы и широты можно определить, зная рас-
стояние, пройденное самолетом, и направление полета. Прой-
денное расстояние можно легко перевести в градусы измере-
ния долготы и широты, если самолет летит вдоль меридиана
или параллели.
При полете самолета вдоль меридиана, т. е. на север или
на юг, долгота остается неизменной, а изменение в градусах
широты равно
А с     360
Дер = ASM ----,
Г        м   2nR   '
где Д5%1 - путь, пройденный самолетом вдоль меридиана, км;
2л/? - окружность меридиана, равная 40000 км (/? - радиус
земли).
Если самолет летит вдоль параллели, т. е. на запад или
на восток, то широта не изменяется, а изменение долготы будет
равно
Л 1                                                                       АС360                                                                         АС                                                                                         360
ДХ = Д5П       =А5П-----,
" 2я-         " 27t/?cos<p
где Д5П - путь, пройденный самолетом вдоль параллели, км;
r = K cos? - радиус окружности данной параллели;
у - широта данной параллели.
В случае полета вдоль экватора " = 0, cos?=l и измене-
ние долготы равно
Д^Д^                          --------        .
"   2*R
В общем случае самолет описывает на поверхности земли
некоторую кривую, соединяющую точку вылета с точкой по-
садки.
Для того чтобы маршрут полета был наикратчайшим, он
должен проходить по дуге большого круга, называемой орто-
дромией (фиг. 15). Полет по ортодромии практически затруд-
няется тем, что самолет должен непрерывно менять курс, так
как ортодромия пересекает меридианы под разными углами.
Если самолет летит под постоянным углом з по отношению-
к меридианам, то он движется по кривой линии, называемой
локсодромией.
Полет на большие расстояния по ортодромии сокращает
путь на сотни и даже тысячи километров. При дальних пере-
летах обычно разбивают ортодромию на ряд участков, внутри
которых полет производится по локсодромиям этих участков.
§ 3. Самолетовождение
29
Выведем уравнение расчетного местоположения самолета для общего
случая полета по произвольной траектории. Для выведения такого общего
уравнения необходимо знать следующие элементы:
широту места вылета ср0,
долготу места вылета Я0,
истинную воздушную скорость V,
истинный курс самолета f,
направление ветра 5,
скорость ветра U,
время полета t.
Путевую скорость W можно разложить на две составляющие - вдоль
меридиана WM и вдоль параллели Wn (фиг. 16):
WM=Vcosf + U cos 6,
Wn=Vsinf+Usin8.
N
Фиг. 15. Ортодромия и локсодромия.
Фиг. 16. Величины для вывода урав-
гйния расчетного местоположения
самолета.
За бесконечно малый промежуток времени  dt перемещение самолета
(и км) вдоль меридиана и параллели соответственно равно:
rfSM= WKdt =-. (V cos -f +' U cos 3) dt,
dSn = Wndt = (V sin 7 + U sin <5) dt.
Выразив линейное перемещение в угловых величинах, получим измене-
ние долготы и широты полета за этот же промежуток времени
360                                                                                                                                                                   360
d? = ~21?Г^5м= ~^R~ (Vcost + u cos 5) dt>
dA =
360    dSa
2nR   cos tp
360   (V sin 7 +I/sin Й)
2-Я
COS f
dt.
30    Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов___
Интегрируя эти выражения, получим уравнения расчетного местополо-
жения самолета
360 С
'   "=-2^-J<VcosT + Ucos*>'ft.
о
t
Д=-^7Г ((v sin Т + U sin 5)
2п/? J
dt.
cos <f
Существуют приборы, автоматически решающие эти урав-
нения, - автоштурманы и навигационные индикаторы.
Автоштурман автоматически учитывает изменения скорости
и курса самолета и регистрирует на карте путь самолета. На-
вигационный индикатор отличается от автоштурмана тем, что
он не регистрирует пройденного пути; он имеет два счетчика,,
из которых один непрерывно указывает широту, а другой -
долготу местоположения самолета.
ГЛАВА ВТОРАЯ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРАХ
§ 4. Классификация авиационных приборов
В зависимости от назначения все авиационные приборы мо-
гут быть разделены на две основные группы: 1) приборы кон-
троля работы авиационного двигателя (моторные приборы)
и 2) пилотажно-навигациоииые приборы.
В первую группу входят манометры бензина и масла,
термометры масла и воды, термометры цилиндров, термометры
карбюратора, тахометры, мановакуумметры, бензиномеры, счет-
чики расхода горючего, газоанализаторы.
Во вторую группу входят указатели скорости, высотомеры,
вариометры, магнитные компасы, указатели поворота, указа-
тели скольжения, авиагоризонты, гирополукомпасы, гиромаг-
нитные компасы, радиокомпасы, секстанты, визиры, часы, авто-
пилоты и автоштурманы.
Работа современных авиационных приборов основана на
различных законах механики, аэродинамики, гидравлики, элек-
тротехники и магнетизма.
Существуют приборы одного назначения, работа которых
основана на совершенно различных физических принципах, на-
пример, тахометры центробежные и электрические, бензиноме-
ры электрические и гидростатические и т. д. Параллельное
существование этих приборов объясняется тем, что каждый из
примененных принципов имеет свои преимущества и свои
недостатки; к а некоторых типах самолетов выгоднее приме-
нять электрический бензиномер, на других - механический
и т. д.
За последние годы заметно расширилось применение элек-
трических приборов, вытесняющих на многих самолетах гид-
равлические и механические приборы. Преимуществами элек-
трических приборов являются их дистанционность, удобство'
монтажа и питания.
По принципу действия существующие авиационные прибо-
ры можно разделить на следующие группы:
•32_____Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах_____
1)                                манометрические приборы, в основу работы которых по-
.ложен принцип измерения давления; сюда относятся маномет-
ры, жидкостные термометры, мановакуумметры, указатели ско-
рости, высотомеры, вариометры, гидростатический бензиномер;
2)                                 электрические приборы, основанные на измерении одной
из электрических величин  (напряжение, сила тока, частота);
сюда  относятся  электрические  термометры,  тахометры,   бен-
зиномеры и т. д.;
3)                                     магнитные компасы, использующие свойство магнитной
•стрелки располагаться по направлению магнитного меридиана;
4)                                      механические приборы, работающие на основе различ-
,ных законов статики, кинематики и динамики;  сюда относятся
указатели скольжения, механические бензиномеры, часы, цен-
тробежные тахометры и т. д.;
5)                                   гироскопические приборы, использующие свойства гиро-
скопа с двумя или тремя степенями свободы; сюда  относятся
указатели поворота, авиагоризонты,    гирополукомпасы, гиро-
магнитные компасы;
6)                              оптические приборы, использующие законы оптики; сю-
да относятся навигационные визиры и секстанты;
7)                                приборы, состоящие из элементов, работа которых осно-
вана на различных физических принципах; сюда   относятся
автопилоты, автоштурманы и другие сложные автоматы.
Для удобства наблюдения за работой двигателей и других
агрегатов самолета указатели всех приборов должны быть со-
средоточены в кабинах пилота, штурмана и бортмеханика. Дви-
гатели и части самолета, в которых должно производиться то
или иное измерение, обычно удалены от кабины самолета. На
самолетах с многими двигателями приборная доска может
быть помещена на расстоянии 10 м и более от двигателей.
Приборы, показания которых передаются на расстояние,
называются приборами с дистанционной передачей показаний,
или просто дистанционными приборами. Дистанционными при-
борами могут быть не только приборы, контролирующие рабо-
ту двигателя, но и пилотажно-навигационные приборы.
§ 5. Влияние условий эксплоатации на работу
авиационных приборов
Условия эксплоатации приборов на самолете зависят от
ряда факторов и существенно влияют на качество работы при-
боров. Поэтому при конструировании авиационных приборов
обязательно должны учитываться условия, в которых эти при-
боры работают на самолете.
Температура воздуха. Температура воздуха, окру-
жающего прибор на самолете, может изменяться от +50 до
§ 5. Влияние условий эксплоатации на работу авиационных приборов 33
-60° С. Приборы же регулируются и тарируются на заводах
при комнатной температуре порядка +15° С. При отклонении
от этих условий в показаниях приборов возникают инструмен-
тальные температурные ошибки. Причинами этих ошибок явля-
ются изменение размеров или изгиб деталей механизма,
изменение упругости пружин, изменение электрического сопро-
тивления проводников, изменение магнитного сопротивления
магнитопроводов.
Размеры деталей изменяются вследствие расширения или сжатия материа-
лов при колебаниях температуры.
Если в приборе имеются сопряженные детали, изготовленные из различ-
ных материалов, то при изменении температуры изменяются зазоры между
этими деталями. Это явление наблюдается, например, в гироскопических при-
борах, где ось ротора сделана из стали, а кожух ротора -из алюминия.
Если осевой люфт очень мал, то при низкой температуре ось может даже
заклиниться и прибор перестанет работать.
Если в механизме имеются две длинные детали из разных материалов,
жестко скрепленные друг с другом, то при изменении температуры эти де-
тали деформируются, получая поперечный изгиб, величина которого может
значительно превышать продольное изменение размеров этих деталей.
Для устранения возможности таких дефектов в ответственных случаях
сопряженные детали делают из материалов с близкими коэфициентами ли-
нейного расширения.
Температурный изгиб детали может получиться также вследствие нерав-
номерных внутренних напряжений, обусловленных процессом изготовления де-
тали. Примером могут служить отливки из алюминиевого сплава с резкими
переходами в толщине стенок или длинными тонкими кронштейнами. Для
устранения температурной деформации литых деталей, а также деформации
нх от времени отливки подвергают искусственному старению.
Во многих приборах применяются пружины или металлические мембраны,
выполняющие измерительные функции. При изменении температуры изменяется
модуль упругости материала, из которого изготовлены эти детали, что при-
водит к нарушению тарировки прибора. Изменение модуля упругости мате-
риала является одним из основных источников инструментальных темпера-
турных ошибок мембранно-анероидных приборов.
Для устранения этих ошибок в точных авиационных приборах приме-
няются специальные температурные компенсации. Иногда пружины и мем-
браны делают из материала, модуль упругости которого мало зависит от
температуры (например, из элинвара).
В авиационных приборах с шариковыми подшипниками при
низких температурах загустевает смазка, что повышает трение
и ухудшает работу прибора. В связи с этим в авиацион-
ных приборах используются специальные сорта масел, а в
некоторых случаях применяется электрический обогрев при-
бора.
Влажность воздуха. Влажность воздуха изменяется
в широких пределах. В нижних слоях атмосферы вода всегда
присутствует* в воздухе в виде водяного пара. Степень насы-
щенности воздуха водяными парами характеризуется относи-
тельной влажностью
/?=-i-100,
3   Приборы на самолете
34
Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах
где R - относительная влажность;
q - абсолютная влажность (количество пара на 1 м3 воз-
духа);
О - количество насыщающих ларов при данной темпера-
туре.
Количество пара в воздухе может увеличиваться только до
тех пор, пока воздух не окажется насыщенным, что соответ-
ствует #=100%) (табл. 1); предел насыщения зависит от тем-
пературы.
Таблица 1
Насыщение воздуха водяными парами в зависимости от температуры
Температура, °С	-30	-20	-10	0	-1-10	+ 20	+ 30
% Содержание  в воздухе водяных паров, г/.м3	0,5	1,0	2,5	5,0	9,5	17,0	30,0
При охлаждении насыщенного пространства может насту-
пить момент, когда воздух окажется насыщенным водяными
парами. Дальнейшее понижение температуры вызовет конден-
сацию пара, т. е. переход излишков пара в капли воды.
Высокая относительная влажность воздуха, в особенности
конденсация влаги, осложняет работу авиационных приборов.
Влажность воздуха способствует ускоренной коррозии деталей,
особенно если эти детали изготовлены из стали или железа.
Для предохранения деталей от коррозии применяются гальва-
нические, химические и лакокрасочные покрытия.
Конденсация влаги в трубопроводах или капиллярах мо-
жет вызвать ошибки в показаниях и даже отказ в работе при-
боров. При конструировании приборов обычно предусматри-
вают специальные уплотнения, обеспечивающие брызгонепро-
ницаемость или герметичность корпуса прибора.
Электроприборы необходимо хорошо изолировать от попа-
дания влаги в токоведущие части во избежание утечки тока.
При определенных температурных условиях влажность возду-
ха вызывает обледенение лобовых частей самолета, встречаю-
щих поток воздуха. Для предохранения от обледенения прием-
ник указателя скорости (трубка Пито) снабжается электро-
обогревом.
Плотность воздуха. На большой высоте воздух
сильно разрежен, поэтому при подъеме самолета ухудшается
работа некоторых приборов. С увеличением высоты "гироскопи-
ческие приборы, приводимые в действие вакуумным насосом,
теряют свою устойчивость из-за снижения производительности
§ 5. Влияние условий эксплоатации  на работу  авиационных приборов Зо
насоса. Это является одной из причин, побуждающих конструк-
торов заменять пневматические гироприборы электрическими.
Наклоны и перегрузки. В полете приборы откло-
няются от их нормального положения, а также подвергаются
кратковременным и длительным перегрузкам, связанным с вы-
полнением эволюции. При наличии в механизме прибора не-
уравновешенных частей наклоны и перегрузки могут вызвать
ошибки в показаниях приборов. Эти ошибки устраняются тща-
тельной балансировкой механизма приборов.
Вибрация самолета. Авиационный двигатель вызы-
вает вибрацию всех частей самолета, которая вредно действует
на работу авиационных приборов, искажая их показания и
сокращая сроки службы. Конструктор должен хорошо знать
условия вибрации в различных частях самолета и обеспечивать
прочность деталей прибора.
Проведенными исследованиями вибрации на самолете уста-
новлено, что все части самолета вибрируют в трех направле-
ниях, но амплитуда и частоты вибрации имеют разнообразные
значения. Если графически изобразить зависимость перемеще-
ния вибрирующей точки от времени, то в общем случае мы
получим периодическую кривую несинусоидальной формы. Та-
кую кривую можно разложить на ряд синусоид с различными
периодами. Частота синусоиды с наибольшим периодом назы-
вается основной частотой вибрации и практически соответ-
ствует числу оборотов коленчатого вала двигателя.
Частота остальных синусоид, называемых высшими гармо-
никами, может превышать основную частоту в любое число раз.
В результате исследований вибраций на самолете обнару-
жены высшие гармоники, превышающие основную частоту в
2-5 раз.
Частоту вибраций обычно выражают в герцах, т. е. числом
колебаний в 1 сек. Таким образом, если число оборотов колен-
чатого вала двигателя п=3000 об/мин, то основная частота
вибрации будет равна
/ = ?=50 Hz.
Вибрация особенно разрушительно действует на приборы в
том случае, если колебания отдельных деталей или узлов при-
бора попадают в резонанс с основной частотой вибрации или
даже с частотой одной из высших гармоник. Поэтому каждый
тип прибора необходимо проверять на вибрацию во всей по-
лосе частот, наблюдающихся на самолете.
Поскольку коленчатый вал двигателя может вращаться с
малыми оборотами порядка 1000-1200 об/мин,   минимальной
частотой вибрации самолета следует считать 20 Hz.
3*
36_____Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах_____
Максимально возможную частоту вибрации следует при-
нять равной 5/тах, где /тах - наибольшая величина основной
частоты вибрации. При скорости вращения коленчатого вала
3000 об/мин /max=50 Hz и, следовательно, максимальная час-
тота вибрации может достигать 5/max = 250Hz.
При исследованиях вибраций авиационных приборов дей-
ствительно обнаружены высшие гармоники, имеющие частоту
указанного порядка. Однако вибрационные установки, приме-
няемые для лабораторного испытания приборов, воспроизводят
вибрацию в пределах 20-80 Hz, т. е. не в полной мере от-
ражают действительную картину вибрации на самолете.
Авиационные приборы проверяют на вибрационную устой-
чивость (виброустойчивость) и вибрационную прочность
(вибропрочность). Под виброустойчивостью понимается отсут-
ствие влияния вибрации на показания прибора. Под вибро-
прочдостью понимается безотказная работа прибора в течение
определенного числа часов при заданной вибрации.
Виброустойчивость и вибропрочность приборов зависят не
только от частоты, но и от амплитуды вибрации. При испыта-
нии авиационных приборов на вибропрочность и виброустойчи-
вость принято оперировать величиной так называемой вибра-
ционной перегрузки.
Величина вибрационной перегрузки зависит от частоты и
амплитуды вибрации и для синусоидальной вибрации опреде-
ляется по следующей формуле:
.     0,2я*/2(2а) _{Ц2а)
J                                                                                                                                                                g        ~ .500   '
где/ -частота вибрации, Hz;
la - двойная амплитуда или размах, мм.
За единицу измерения вибрационной перегрузки j принято
ускорение силы тяжести.
В табл. 2 приведены значения двойной амплитуды вибрации
в зависимости от частоты для различных заданных значений
перегрузки.
Поскольку вибрация узлов самолета носит несинусоидаль-
ный характер, величину перегрузки при замерах вибрации на
самолете подсчитывают отдельно для каждой частоты. Наи-
большую перегрузку дает основная частота вибрации; более
высокие гармоники обычно дают меньшую вибрационную пере-
грузку.
За максимальную действующую перегрузку при несинусои-
дальной вибрации принимают сумму перегрузок, полученных
для каждой составляющей частоты. В табл. 3 указаны макси-
мальные вибрационные перегрузки различных узлов самолета.
§ 5. Влияние условий эксплоатации на работу авиационных приборов 37
Таблица 2
Двойная амплитуда (размах) вибрации в зависимости от частоты
и перегрузки (в мм)
Частота вибрации /, Hz	Перегрузка g					
	0,6	1.5	2,5	4	6	10
20	0,75	1,86	3,10	4,96	7,50	12,40
30	0,33	0,83	1,38	2,21	3,32	5,53
40	0,19	0,47	0,78	1,25	1,86	3,10
50	0,12	0,30	0,50	0,80	1,19	1,99
60	0,08	0,21	0,35	0,56	0,83	1,38
70	0,06	0,15	0,25	0,46	0,60	1,01
80	0,05	0,12	0,20	0,32	0,47	0,78
Таблица 3
Максимальные вибрационные перегрузки
различных узлов самолета
Узлы самолета
Вибрационная
перегрузка g
Авиационный двигатель
Подмоторная рама
Фюзеляж
Неамортизированные приборные доски
Амортизированные приборные доски
6-10
4-6
2,5-4
1,5-2,5
0,6-1,5
На основании данных, приведенных в табл. 3, рассчитывают
приборы и агрегаты, которые устанавливают на соответствую-
щих узлах самолета.
38         Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах_____
Авиационные приборы, монтируемые на приборных досках
или фюзеляже, по вибрационной прочности делятся на
следующие категории: 1-я категория приборов допускает ви-
брационные перегрузки до 0,6 g, 2-я категория - до 1,5 g и
3-я категория-до 2,5 g. Приборы, монтируемые на подмотор-
ной раме или непосредственно на двигателе, рассчитаны на
вибрационную перегрузку 4-10 g в зависимости от места их
установки.
Виброустойчивость приборов обеспечивается тщательной ба-
лансировкой механизма, а также выбором собственной частоты
упругих колебаний механизма приборов вне полосы частот ви-
брации самолета.
Вибропрочность приборов обеспечивается применением
прочных и твердых материалов, термообработкой и выполне-
нием деталей достаточного сечения.
Дляч уменьшения влияния вибрации на работу приборов
применяется либо их индивидуальная амортизация, либо амор-
тизация приборных досок.
Пыль. При взлете и посадке самолета на песчаных аэро-
дромах поднимается много пыли, особенно в сухую, жаркую
погоду. При попадании пыли внутрь авиационных приборов
чувствительные механизмы засоряются и часто перестают ра-
ботать. Особенный вред приносит пыль пневматическим гиро-
приборам, которые при работе всасывают окружающий воздух.
Для предохранения от пыли корпусы приборов снабжают
уплотнительными прокладками, проложенными под стеклом, и
крышками. У пневмоприборов на линии всасывания ставят
специальные пылевые фильтры.
§ 6. Общие требования к авиационным приборам
Надежность и точность в работе являются основными тре-
бованиями, предъявляемыми к авиационным приборам, так как
от исправной работы приборов зависит выполнение любого
полетного задания.
Под надежностью прибора следует понимать не только
безотказную работу его в течение положенного времени, но и
точность его показаний при любых условиях полета. От точ-
ности приборов зависит степень использования летных качеств
самолета и мощности двигателя.
Надежность и точность работы приборов проверяют до их
установки на самолет лабораторными испытаниями соответ-
ственно специальным техническим условиям. В лаборатории
приборы проверяются в различных условиях, воспроизводящих
условия работы прибора на самолете. Приборы испытываются
при различных температурах, при разрежении воздуха, при
ф 7. Размещение авиационных приборов на самолете                                                                                                                                               39
воздействии вибрации, при наклонах. Во всех этих случаях
приборы должны безотказно работать и показания их должны
соответствовать допускам, установленным для данного прибора
техническими условиями.
Удобство эксплоатации прибора заключается в простоте на-
блюдения и отсчета по шкале прибора, несложности обраще-
ния с прибором до полета и в полете, в минимальном уходе
за прибором при его эксплоатации и в простоте его ремонта.
Габариты и вес прибора должны быть минимальными. Не-
большие габариты прибора облегчают размещение его в ка-
бине самолета. Снижение веса приборного оборудования дает
возможность увеличить полезный груз самолета.
§ 7. Размещение авиационных приборов на самолете
Приборные доски. На легких и средних самолетах
все авиационные приборы (за исключением компаса А-4) уста-
навливают на приборную доску летчика. На тяжелых самоле-
тах большинство приборов, контролирующих работу двигателя,
выносят на отдельную доску бортмеханика.
На приборной доске летчика приборы размещают так, что-
бы летчик легко мог видеть показания, характеризующие по-
ложение самолета или работу двигателя.
Группа пилотажно-навнгационных приборов наиболее важ-
на для летчика, так как показания этих приборов быстро ме-
няются с изменением положения самолета. Поэтому эту группу
приборов помещают в наиболее видном месте приборной
доски - в ее центральной или левой части. Пилотажно-навига-
ционные приборы не должны ничем загораживаться как при
нормальном полете, так и при посадке (ни штурвалом, ни ры-
чагами управления).
Группу приборов - указатель скорости, указатель поворота
и вариометр - всегда устанавливают на одной горизонтали
(фиг. 17).
Группу курсовых приборов - компас, указатель поворота,
индикатор РПК (радиополукомпас) - располагают на одной
вертикали, чтобы можно было одним взглядом определить пра-
вильность курса самолета.
Рекомендуемое расположение пилотажных приборов на
приборной доске показано на фиг. 18.
При наличии на самолете автопилота пилотажные приборы
располагаются на доске, как показано на фиг. 19.
При размещении моторных приборов может быть гораздо
больше вариантов, чем при размещении пилотажных приборов,
так как положение моторных приборов часто определяется кон-
фигурацией приборной доски, наличием вспомогательных агрега-
тов и т. д.
^40____Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах
СПУСИ
Фиг. 17. Расположение вариометра, указателя поворота и указателя
скорости на приборной доске самолета.
Приборы взлета
и посадки
Приборы сохранения
высоты полета
Приборы
положения
самолета
Приборы
скорости
Фиг. 18. Схема рекомендуемого расположения пилотажных приборов
на приборной доске самолета:
I-высотомер, 2-магнитный  компас, 3-авиагоризонт,  4-указатель   скорости,
5-указатель поворота, 6-вариометр, 7-индикатор РПК.
$  7.  Размещение  авиационных  приборов  на  самолете
41
Фиг. 19. Расположение лилотажных приборов на приборной доске
самолета при наличии автопилота:
'-индикатор РПК, 2-указатель скорости, 3-указатель поворота, 4-вариометр,
5-высотомер, б-курсовой гироскоп автопилота,   7-продольно-поперечный гиро-
автопилота,
скоп автопилота.
1 двигатель  ЛЗБигатель Ш дВигатель И'двигатель
Давление
бензина и масла
Фиг. 20. Вариант расположения моторных приборов
на четырехмоторном самолете:
1-тахометры,  2-мановакуумметры,    3-газоанализаторы,  rf - четырехстрелочные
индикаторы давления и температуры.
42         Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах_____
На многомоторных самолетах приборы, выполняющие оди-
наковые функции, помещают рядом на одной горизонтали: на-
пример, все тахометры - в одном ряду, манометры - в другом
и т. д. (фиг. 20). В таком случае каждый вертикальный ряд
приборов дает сумму показаний, характеризующих режим ра-
боты соответствующего двигателя.
На приборной доске штурмана помещают высотомер, ука-
затель скорости, часы и термометр наружного воздуха. Обыч-
Фиг. 21. Приборная доска штурмана:
1-указатель скорости, 2-часы, 3-высотомер, 4-термометр наружного воздуха,
5 и в-графики поправок.
но доска штурмана имеет вид, изображенный на фиг. 21, и по-
мещается сбоку кабины штурмана.
Амортизация приборных досок. Часть прибор-,
ной доски, на которой расположены пилотажно-навигационные
приборы, обязательно амортизируется специальными упругими
подвесами - амортизаторами. Цель амортизации приборной
доски - снизить амплитуду ее вибрации до величины, допусти-
мой для работы приборов. Однако не всякая амортизация при-
водит к желаемым результатам. Неправильная амортизация
может увеличить амплитуду влбрации, что будет способствовать
быстрому износу приборов.
Причины этого явления можно понять, если обратиться к так назы-
ваемой резонансной кривой (фиг. 22).
По горизонтальной оси отложено отношение частоты внешних коле-
баний /в к частоте собственных колебаний * приборной доски /0;
по вертикальной оси отложен коэфициент амортизации {!.
1 Собственными колебаниями называются такие колебания, которые
совершает приборная доска, выведенная из положения равновесия при от-
сутствии вибрации самолета.
§ 7.  Размещение  авиационных приборов  на  самолете
43
Коэфициентом амортизации называется отношение амплитуды колеба-
ний амортизированной доски к амплитуде неамортизированных частей, на
которых подвешена доска. Целью амортизации является уменьшение э'тог*
коэфициента по возможности до наименьшего значения.
Кривая 2 получается при наличии в упругом подвесе доски демпфи-
рующего элемента, способствующего затуханию колебаний (например, воз-
душного демпфера или резины).
Фиг. 22. Резонансная кривая:
1-колебания без демпфирования, 2-колебания при наличии демпфера.
Точка
/в
= 0 соответствует жесткому закреплению приборной доски;
при этом (3 = I, т. е. амплитуда колебаний приборной доски, равна
амплитуде внешних колебаний.
Точка-    =1 соответствует  равенству  частот  внешних  и собствен-
/°
ных колебании; при этом 3=тах, т. е. приборная доска вибрирует с ампли-
тудой, во много раз превышающей амплитуду внешних колебаний. Это
явление называется резонансом.
В любой точке внутри заштрихованной области амплитуда колебаний
доски больше амплитуды неамортизированных частей. Отсюда следует что
уменьшения амплитуды вибрации можно достигнуть только при опреде-
ленной собственной частоте колебаний приборной доски, т. е. при такой
частоте, когда колебания будут соответствовать незаштрихованной части
резонансной кривой. Практически это соответствует
/в . , _
">'-5-
/о
-2.
Поэтому частота собственных колебаний приборной доски должна
быть в 1,5-2 раза меньше, чем наименьшая частота вибрации, возможная
в полете.
44
Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах
Приняв (/в),,,,,, =1200 пер/мин, получаем /0 =600-800 пер/мин или
Ш-13 пер/сек.
Собственную частоту колебаний наиболее удобно определять по стати-
ческому прогибу, т. е. по величине провеса приборной доски (при полной
ее нагрузке) относительно того положения, которое занимала бы прибор-
ная доска на тех же амортизаторах, если бы нагрузка равнялась нулю.
Статический прогиб связан с частотой собственных колебаний следую-
щим соотношением
2       25
4-^
/Г
где Вст - статический прогиб, см;
g - ускорение силы тяжести, см /сек-;
/о - частота собственных колебаний, 1/сек.
Подставляя/0=10-13 пер/сек., получаем Вст =: 0,15 - 0,25 см.
Таким образом уменьшение амплитуды вибрации при всех
режимах полета даст только такая амортизация, при которой
статический прогиб приборной доски будет не менее 1,5-2,5 мм.
Фиг. 23. Амортизатор типа Лорд:
/-резиновый амортизатор,,2 -арматура.
- Резина
Фиг. 24. Пружинный амортизатор.
Это условие является основным для любого типа амортизации,
будь то амортизация всей доски или отдельного прибора.
Одним из распространенных типов амортизации является
подвеска доски на резиновых амортизаторах типа Лорд
(фиг. 23). Недостатком амортизаторов этого типа является
§ 7.  Размещение  авиационных приборов  на  самолете                                                                                                                                       45
ухудшение амортизации с понижением температуры,   так как
при этом увеличивается жесткость резины.
Более совершенен в этом отношении пружинный амортиза-
тор (фиг. 24). Резиновые втулки в этом амортизаторе служат
ограничителями, предохраняющими доску от резких ударов при
рулении и посадке самолета.
При амортизации приборной доски важно не только полу-
чить нужный статический прогиб центра тяжести доски, но и
правильно подобрать жесткость амортизатора для каждой точ-
ки подвеса отдельно.
Амортизаторы подбирают следующим образом. Рассчиты-
вают вес нагруженной приборной доски и определяют поло-
жение центра тяжести в плоскости доски и в перпендикуляр-
ной плоскости. Затем задаются минимальным числом крепеж-
ных узлов (не менее трех) и распределяют точки подвеса по
возможности симметрично относительно центра тяжести. За-
тем рассчитывают нагрузку, приходящуюся на каждый амор-
тизатор в отдельности, учитывая его расстояние от центра,
тяжести. Пользуясь фабричными данными, для каждой точки
подбирают амортизатор, дающий статический прогиб 1,5-2 мм
при вычисленной нагрузке.
Приборная доска должна быть достаточно жесткой, чтобы
ее собственные колебания не входили в резонанс с вибрацией
самолета во всем диапазоне частот вибрации. Для этого при-
борную доску усиливают отбортовкой или ребрами жесткости,
расположенными с задней стороны доски.
Соединительные трубопроводы, связанные с приборами,
ухудшают их амортизацию. Поэтому металлические трубы со-
единяют с приборами гибкими дюритовыми шлангами длиной
200-300 мм. Там, где не допускается применение гибких шлан-
гов (например, в гидравлических приборах), медные трубки
должны иметь за доской один-два витка спирали диаметром
80-100 мм.
Нельзя ставить на амортизированную доску агрегаты, имеуо-
щие жесткие соединения с другими частями самолета, напри-
мер, бензокраны, переключатели магнето и т. д.
Иногда амортизируют не всю приборную доску, а только
часть ее, на которой расположены пилотажные приборы.
Освещение авиационных приборов. Цифры,
деления шкал и стрелки авиационных приборов покрыты спе-
циальным светящимся составом, который позволяет видеть по-
казания приборов в темноте. Но при продолжительных поле-
тах наблюдение за слабо светящимися шкалами приборов
утомляет летчика или штурмана. Поэтому на самолетах при-
меняется дополнительное освещение приборных досок. При-
борные доски должны освещаться равномерно; сила света долж-
46
Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах
на регулироваться; освещение не должно давать бликов, ослеп-
ляющих пилота.
Существует много способов освещения   приборной доски.
Однако каждый из этих способов имеет свои недостатки и ни
Фиг. 25. Освещение авиационных приборов
кабинными лампочками.
один из них не соответствует   вполне   требованиям   зксплоа-
тации.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                         '
Освещение кабинными лампочками (фиг. 25). Лампочки
устанавливаются либо на приборной доске, либо на борту фю-
зеляжа в арматуре, дающей направленный свет; силу света
регулируют специальным реостатом. Этот способ не обеспечи-
Фиг. 26. Освещение   авиационных приборов
отраженным, светом.
Фиг. 27. Индивидуальное
освещение авиационных
приборов.
вает равномерного освещения всей доски и неудобен вслед-
ствие значительных габаритов аппаратуры.
Освещение отраженным светом (фиг. 26). В нескольких точ-
ках приборной доски устанавливают маленькие лампочки, а на
некотором расстоянии от приборной доски - так называемую
фальшпанель (ложную панель), имеющую над каждым при-
бором отбортованное отверстие по диаметру шкалы прибора.
Внутреннюю сторону фальшпанели покрывают белой эмалевой
краской для улучшения отражения света. Этот способ дает
§ 8. Элементы авиационных приборов                                                                                                                                              '                                                                                                                                                      47
равномерную освещенность и красивый внешний вид установки,
так как все выступающие части приборной доски закрываются.
Недостатком способа является углубление шкал приборов от-
носительно поверхности фальшпанели на высоту лампочки
(фиг. 26,а). Зазор между фалыштанелью и приборной доской
можно уменьшить, применив углубленный патрон (фиг. 26,6).
Индивидуальное   освещение.   Некоторые   отечественные и
иностранные авиационные приборы снабжены маленькой элек-
тролампочкой, помещенной в цент-
ре или у края стекла каждого при-
бора (фиг. 27).
Применяется также освещение
отраженным светом при помощи
специального стеклянного стержня,
смонтированного по окружности
шкалы. Свет от лампочки падает
на торец стержня и, распростра-
няясь внутри нее, равномерно
освещает шкалу прибора.
Освещение ультрафиолетовыми
лучами. В последнее время все ча-
ще применяется освещение шкал
ультрафиолетовыми лучами, ДЛЯ че-     Фиг. 28. Арматура для освеще-
го используют специальные ртут- * ивя авиационных приборов
ные лампы, в которых светятся па- ультрафиолетовыми лучами.
ры ртути, или лампы накаливания
из специального стекла, пропускающего фиолетовые и ультра-
фиолетовые лучи и поглощающего всю видимую часть спектра
(фиг. 28).
Падая на деления, цифры и стрелки шкал, ультрафиолето-
вые лучи заставляют покрывающую их светящуюся массу весь-
ма интенсивно светиться. Этот способ освещения обеспечивает
хорошую видимость шкал и не дает бликов, ослепляющих пи-
лота; при этом вся кабина остается в темноте, что важно для
военных самолетов.
Освещение ультрафиолетовыми лучами вызывает сильную
флуоресценцию лигроина в компасах, затрудняющую отсчет
курса по компасу. Для борьбы с этим явлением оставляют ин-
дивидуальный подсвет компаса, облегчающий отсчет показаний.
§ 8. Элементы авиационных приборов
Основные части авиационных приборов.
Для, работы контрольно-измерительного прибора необходима
некоторая сила. Эта сила приводит в действие механизм при-
бора, последним звеном которого является указывающая стрел-
•18____Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах^_____
ка или сигнальное приспособление (например, контрольная
лампочка).
Некоторые измеряемые величины могут быть использованы
непосредственно для получения необходимой силы, приводя-
щей в движение механизм прибора. Например, при измерении
давления масла, бензина или воздуха это давление может
быть непосредственно передано на указатель прибора, где оно
создает силу, передвигающую стрелку прибора. В других слу-
чаях источником движущей силы служит величина, функцио-
нально связанная с измеряемой величиной. Например, для
чзмерения температуры головок цилиндров пользуются источ-
ником электрического тока, изменяющим свою электродвижу-
щую силу в определенной зависимости от температуры.
Существуют приборы, работа которых возможна лишь при
постоянном притоке энергии от какого-либо источника. Напри-
мер, гироскопические приборы работают только, когда их ро-
тор приводится в непрерывное вращение с большим числом
оборотов. Для поддержания вращения ротора необходим по-
стоянный приток энергии либо в виде потока воздуха, либо в
виде электрического тока.
Соответственно сказанному авиационный прибор обычно со-
стоит из следующих элементов: 1) приемника или датчика;
2) дистанционной связи или передачи; 3) указателя или из-
мерителя; 4) источника питания.
Приемник устанавливается в точке измерения данной ве-
личины и служит источником изменения движущей силы, при-
водящей в движение механизм указателя.
Например, трубка Пито указателя скорости устанавливает-
ся в потоке воздуха и воспринимает давление этого потока, ко-
торое связано определенной зависимостью со скоростью по-
лета.
Приемник парового термометра воспринимает давление на-
сыщенных паров низкокипящей жидкости, которое зависит от
измеряемой температуры.
Дистанционная передача служит для сообщения указателя
с приемником или непосредственно с точкой, в которой произ-
водится измерение. В зависимости от принципа действия при-
боров применяются различные виды передачи.
Пневматическая или гидравлическая передача передает на
расстояние давление воздуха или жидкости. Для передачи при-
меняются металлический или дюритовый трубопроводы. Мате-
риал, размеры и конструкция соединений трубопровода зави-
сят от условий его работы. Если трубопровод предназначен
для передачи высокого давления, то стенки его должны быть
достаточно прочными, а крепления должны обеспечивать нуж-
ную герметичность. Если по трубопроводу протекает большое
§ 8. Элементы авиационных приборов                                                                                                                                                                                                                                                                                                   49
количество воздуха, то сечение трубопровода должно быть до-
статочно большим, чтобы не было потери давления. При изме-
рении статического давления воздуха или жидкости сечение
трубопровода может быть небольшим, но в этом случае боль-
шую роль играет герметичность трубопровода и его соединений.
Материал трубопровода подбирают в зависимости от рода
жидкости и требований монтажа. Для передачи давления воз-
духа можно применять трубопровод из любого материала; обыч-
но используют алюминиевую или дуралюминовую трубку или
же дюритовый шланг. Давление бензина и масла передают по
медным или стальным трубопроводам; для бензо- и маслопро-
водов применяют специальные сорта дюритовых шлангов.
Электрическая передача передает электрический ток от при-
емника к указателю. В качестве электрической связи применяют
медный изолированный провод. Сечение провода зависит от си-
лы протекающего тока и выбирается с учетом условий допусти-
мого нагрева, падения напряжения или допустимой потери мощ-
ности. Изоляция электропровода определяется величиной на-
пряжений и потребной влагостойкостью.
При работе электрического прибора его электропровод мо-
жет явиться источником электромагнитных волн, мешающих ра-
диоприему на самолете. Поэтому все соединительные электро-
провода на самолете экранируются металлической оболочкой,
присоединяемой к массе самолета.
Механическая передача служит для передачи от приемника
к указателю перемещения или вращения.- для передачи посту-
пательного перемещения применяют стальной трос в боуденов-
ской оболочке; для передачи вращения или углового переме-
щения используют гибкий или карданный валики.
Указатель, или измеритель, служит для воспроизведения
нужных показаний. В зависимости от принципа действия ука-
затели бывают различных конструкций. В манометрических при-
борах указатель воспринимает давление и преобразует его в
ход стрелки. В электрических приборах указатели работают по
принципу обычных электроизмерительных приборов (гальвано-
метр, логометр).
Показания отсчитываются по шкале прибора. Большинство
измерителей имеет неподвижную шкалу и подвижную стрелку,
но у некоторых приборов (например, у компасов) шкала при-
бора подвижная, а стрелка заменена неподвижным индексом.
На шкале написано название измеряемой величины; других
надписей на ней обычно не делают, чтобы не рассеивать вни-
мания летчика в полете. Шкалы всех приборов окрашены в
черный цвет, а деления нанесены белой краской; часть деле-
ний, цифры и стрелки покрываются светящейся массой для от-
счета в темноте.
4   Приборы на самолете
50_____Глава втирая. Общие сведения об авиационных приборах____
В настоящее время большей частью применяются шкалы, в
которых деления нанесены по окружности, а стрелка вращает-
ся вокруг центра шкалы (фиг. 29,а); такие шкалы называются
концентричными.
В некоторых приборах ось вращения стрелки смещена в
нижний край шкалы, а деления нанесены по дуге (фиг. 29,6);
такие шкалы называются секторными.
Бывают также профильные шкалы, в которых стрелка пе-
редвигается вертикально или горизонтально.
Фиг. 29. Типы шкал авиационных приборов:
а-концентричная шкала, б-секторная шкала, в- шкала дзухстрелочного указателя,
г-шкала трехстрелочного указателя, d-шкала четырехстрелочного указателя.
Круглые шкалы дают наибольшую точность отсчета, так как
з них использована для делений вся окружность шкалы. Сек-
торные шкалы чаще применяются в электроизмерительных при-
борах, где без увеличения габаритов прибора невозможно по-
местить стрелку в центр шкалы. Профильные шкалы приме-
няются весьма редко. Вследствие малой длины шкалы они
дают небольшую точность отсчета и иногда усложняют кон-
струкцию приборов. '
В последнее время заметна тенденция объединять два или
более приборов в одном корпусе, с тем чтобы уменьшить габа-
риты и улучшить отсчет показаний. Это относится главным 'об-
разом к группе моторных приборов; здесь в одном корпусе
объединяют показания двух аналогичных приборов для право-
го и левого двигателей (фиг. 29,в). Иногда объединяют также
три или четыре показания, комплекс которых характеризует
работу одного двигателя (фиг. 29,г и д).
Механизм каждого указателя помещается в специальный
корпус (фиг. 30). Корпусы авиационных приборов обычно де-
лают из алюминиевого сплава или бакелита. Большинство ука-
зателей имеют корпусы в виде цилиндра. Размеры таких ци-
линдрических корпусов стандартизованы, причем существуют
два стандарта на диаметры корпусов: 60 и 80 мм. Некоторые
приборы имеют корпусы специальной формы и размера (гиро-
полукомпас, гиромагнитный компас и др.).
Стекло крепится к корпусу каким-либо из трех основных
способов: пружинящим кольцом (фиг. 31,а), резьбовым коль-
§ 8. Элементы авиационных приборов
51
цом (фиг. 31,6) или изнутри корпуса пружинящим рантом, за-
прессованным в корпус (фиг. 31,в). В случае крепления стекла
пружинящим кольцом или рантом герметичность между стек-
Фиг. 30. Типы корпусов авиационных приборов:
1-цилиндрический корпус без ушков, 2-цилиндрический корпус с ушками, 3-пря-
моугильный корпус.
лом и корпусом достигается специальной замазкой. В случае
крепления стекла резьбовым кольцом герметичность достигает-
ся резиновой прокладкой, укладываемой под стекло. Последний
способ обеспечивает лучшую герметичность, так как замазка с
течением времени высыхает.
Замазка^
Резиновая
npokMafffa
Щуэ/Синщее /сомио
Резиновая
прокладка.
Резьбовое холбцо
Лщз/сиящий ра///л
\3амаз/<а
а
СтеХлй'
СмеЬло
\sS
в
С/пеЬл
Фиг. 31. Способы крепления стекла к корпусу авиационного прибора.
Монтажные детали. Монтажные детали предназна-
чены для крепления всех элементов прибора к самолету и для
соединения элементов приборов между собой.
В настоящее время большую часть авиационных приборов
крепят к приборной доске при помощи крепежного кольца
52
Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах
(фиг. 32). Крепежное кольцо устанавливают на задней стороне
приборной доски и прикрепляют его тремя винтами. Отверстия
для винтов в приборной доске размечают по такому положению
крепежного кольца, при котором оно охватывает корпус прибо-
ра соответствующего диаметра.
После установки кольца на приборной доске прибор встав-
ляют в кольцо и затягивают четвертый винт. Этот винт ввернут
в клинообразный замок; при подтягивании замка кольцо плотно
сжимает прибор. В отличие от неподвижных винтов с полу-
круглой головкой затяжной винт
имеет цилиндрическую   головку.
Для снятия прибора достаточно
ослабить затяжной винт.
Имеются два стандарта кре-
пежных колец диаметрами 60 и
80 мм. "Первый стандарт (60 мм)
применяют для манометров, тер-
мометров и электротахометров
ГЭ-22. Второй стандарт (80 мм)
применяют для указателей ско-
рости, вариометров, высотоме-
ров, мановакуумметров, трехстре-
лочиых индикаторов, компасов
КИ-11, бензиномеров и других
приборов.
Авиагоризонт, гиромагнитный
компас, электрический бензиномер, дистанционный компас ПДК
крепят непосредственно к приборной доске винтами. Прибор
устанавливают сзади приборной доски. В ушки приборов за-
прессованы гайки, внутрь которых завальцованы фибровые шай-
бы (фиг. 33,а). При завертывании винты нарезают фибровую
шайбу, которая плотно охватывает винт и предохраняет его от
самоотвинчивания. Вместо гаек с фибровыми шайбами иногда
применяются разрезные гайки, также запрессованные в ушки
корпуса (фиг. 33,6). Если прибор имеет ушки без запрессован-
ных гаек, то его крепят винтами при помощи нормальных гаек
(фиг. 33,в), затягивая их за приборной доской; для предохра-
нения от отвинчивания под гайки кладут пружинящую шайбу
Гравера.
Для соединения приборов с трубопроводами на задней части
корпуса устанавливаются штуцеры. Большинство приборов
снабжают штуцерами, имеющими кольцевые конусные уступы
(фиг. 34,а). Трубопровод соединяется с прибором посредством
дюритового шланга. Такое крепление достаточно просто и удоб-
но для монтажа и не нарушает амортизации приборов и доски.
Некоторые приборы снабжены штуцером, к которому при
Фиг. 32. Стандартное крепежное
кольцо:
/-замок кольца, 2~кольцо.
§ 8. Элементы авиационных приборов
53
помощи накидной гайки (фиг. 34,6) крепится развальцованная
металлическая трубка.
а
в
Шайба
Фозера
Шайба
Приборная доска
Приборная docha
\Jb7
Шайба   Винт
Фиг. 33. Крепление болтами авиационного прибора к приборной доске:
"         я-гайка с фибровой шайбой; б- разрезная гайка; в-нормальная гайка.
В настоящее время стандартизовано соединение типа Пар-
кер, отличающееся от предыдущего наличием ниппеля между
о    накидная
гайКа
меяшяичемая       \
mpuBka
Штуцер                                                                                                                                                                                                                                                                          g
Переходный штуцер
ЛюриюойыИ
шланг
- накидная гайку
Ниппель
^Металлическая трубка
Фиг. 34. Типы штуцеров.
гайкой и трубкой. Все большее применение находят переходные
штуцеры под паркеровское соединение.
Переходный штуцер, изображенный на фиг. 34,в, имеет с
одной стороны коническую резьбу Бриггса, посредством кото-
54
Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах
рой он ввертывается в корпус прибора или агрегата.   Другая
сторона переходного штуцера имеет резьбу под соединение типа
Паркер. На трубопровод предварительно надевают ниппель, за-
тем трубопровод развальцовы-
ц^^                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                       вают и притягивают к штуце-
ру накидной гайкой. Типы
переходных штуцеров показа-
ны на фиг. 35.
Жесткое крепление трубки
ухудшает   амортизацию   при-
Фиг. 35. Переходный штуцер
типа Паркер.
Г-2Г	" -- _4>	г.~		Ч	
ТрМ		* "Г	и	а	V
		у-		\ '',	
					
			1 1 <t.."l		
			Резьба Spuzzca		
Внутренний диаметр • грубы, d, мм	Резьба Бриггса	Резьба М штуцера и накидной гайки, мм
1	1/8'	8X1
3	1/8"	10X1
4	1/8"	12x1
6	1/8"	14X1
8	1/4'	16X1
10	3/8*	18X1,5
борной доски и его применяют только при монтаже моторных
приборов. В этих случаях для улучшения амортизации за при-
борной доской оставляют излишек трубопровода в виде двух-
трех витков спирали.
СЕЬ
.t_j--'tsa
Фиг. 36. Гибкий шланг.
В случаях когда необходимо получить надежное соедине-
ние и в то же время не ухудшать амортизацию, применяют
гибкий шланг (фиг. 36), представляющий собой дюритовую
трубку с заделанными в ее концы металлическими наконечни-
ками. Один из наконечников снабжен резьбой Бриггса, другой
выполнен под паркеровское соединение.
§ 8. Элементы авиационных приборов
55
а

i_L
Фит. 37. Соединение трубопроводов:
"-соединение типа AM, fi-соединение дюритом, "-соединение типа Наркер.
\		\  1	|| h	j j	I   /	I П
	<-		IW"^	т- i	'       ^	J - ^
						
Фиг. 38. Соединение трубопроводов в месте прсжода черм
противопожарную перегородку.
Фиг. 39. Соединения трубопроводов в местах разветвлений
(переходные соединения):
1-тройник, в-угольник, 3-ввертной тройник, 4-крестовина.
§ 8. Элементы авиационных приборов
57
На стыках разъемных частей самолета трубопроводы соеди-
няются специальными муфтами или дюритовыми трубками с
хомутами (фиг. 37). В местах прохода трубопроводов через
различные перегородки устанавливают специальные переходные
-±4
Фиг. 40. Крепление трубопроводов к самолету.
чггуцеры (фиг. 38). В местах разветвлений трубопровода уста-
навливают тройники, а иногда и коллекторы (фиг. 39).
Трубопроводы крепят к самолету скобками с резиновыми
прокладками. Скобки устанавливаются через каждые 400-
500 мм. На фиг. 40 показаны образцы крепления трубопровода,,
допускающие легкий демонтаж.
ГЛАВА ТРЕТЬЯ
МАНОМЕТРИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ
§ 9. Элементы манометрических приборов
Измерение давления. Давлением газа (жидкости)
называется сила, с которой газ (жидкость) давит на единицу
поверхности. Сила давления направлена перпендикулярно по-
верхности, на которую она действует. •
За единицу давления в технике принята техническая
атмосфера (1 ат), равная 1 кг/см2.
Давление измеряют приборами, называемыми манометрами.
Простейшим манометром является стеклянная U-образная труб-
ка, наполненная жидкостью. Если соединить один конец такой
трубки с баллоном, в котором находится газ под некоторым
давлением, а другой конец оставить открытым, то жидкость в
трубке будет перемещаться до тех пор, пока сила ее противо-
действия не уравновесит давления газа в баллоне (фиг. 41).
Сила противодействия жидкости складывается из веса стол-
ба жидкости, высота которого равна h, и из давления воздуха
на открытый конец трубки.
Для положения равновесия можно написать
/?=/?+Др,
где р - абсолютное давление газа в баллоне;
Ро - давление воздуха;
Др - давление столба жидкости высотой Л'.
Давление столба жидкости равно его весу, отнесенному к
площади его сечения:
Дп=Ит = h'i кг/см\
S
где h - разность уровней жидкости, см;
s - сечение столба жидкости, см2;
у - удельный вес жидкости, кг/см5.
Измеряя разность уровней жидкости в U-образной трубке,
можно по данной формуле подсчитать величину др.
§ 9. Элементы манометрических приборов
59
Таким образом U-образный манометр измеряет не абсолют-
ное давление газа в баллоне, а разность между абсолютным
давлением газа и давлением окружающего воздуха. Такой ма-
нометр называется диференциальным, а измеряемое им давле-
ние- относительным или избыточным давлением.
Диференциальные U-образные манометры широко применя-
ются в лабораторной практике. В качестве заполняющей
жидкости служат ртуть, вода и спирт; соот-
ветственно этому манометр называется ртут-
ным, водяным или спиртовым.
Ч,
\\\
Ч.
Фиг. 41. U-образный манометр.                                                                                                                                                                                                                  Фиг. 42. Ртутный
барометр.
Для того чтобы можно было измерить U-образной трубкой
абсолютное давление газа, давление воздуха на свободный ко-
нец трубки должно равняться (нулю. Для достижения этого
один конец стеклянной трубки запаивают и удаляют из него
воздух. Такой прибор называется барометром (фиг. 42). Им
можно измерять абсолютное давление газа, а также атмосфер-
ное давление.
Атмосферное давление является величиной непостоянной.
За нормальное атмосферное давление принято среднее давле-
ние воздуха на уровне моря. Считают нормальным атмосфер-
ное давление, уравновешивающее ртутный столб высотой
760 мм при плотности ртути 13,5951 г!см3* и ускорении
силы тяжести 980,665 см/сек2. Это давление применяется в ка-
честве единицы измерения наряду с технической атмосферой и
называется физической атмосферой. Одна физическая атмосфе-
ра равна 1,03323 от, или 1,03323 кг/см2.
Величину абсолютного и относительного давления часто вы-
ражают не в технических или физических атмосферах, а в мил-
лиметрах ртутного столба или в миллиметрах водяного столба.
В табл. 4 приведены соотношения различных единиц дав-
ления.
* Такую плотность ртуть имеет при 0° С.
60
Глава третья. Манометрические приборы
Таблица 4
Соотношения различных единиц давления!
Единицы давления	am (кг/см*)	бар.	физ. атм.	мм рт. ст.'	мм вод. ст.	англ, фунт/кв. дюйм
кг!см*	1,0000	0,S806	0,9678	735,56	10000	14,223
бар.	1,0197	1 ,0000	0,9869	750,06	10197	14,504
физ. атм.	1,0333	1,0132	1.СООО	760,00	10333	14,696
мм рт. ст.	0,00136	0,00133	0,00131	1,0000	13,5951	0,01931
мм вод. ст.	0,0001	0,000098	0,0000968	0,07356	1,0000	0,000142
англ, фунт/кв. дюйм	0,0703	0,0689	0,0580	51,715	703	1,0000
Фиг. 43. Схема чувствительного элемента.
U-образные манометры неприменимы для измерения , дав-
лений на самолете вследствие больших габаритов, замерзания
жидкости при низких температурах и ошибок, возникающих
при наклонах.
Для измерения давле-
ний на самолете при-
меняются металлические
манометры и барометры
I-    " гга^-. г      (r)                                                                                                                                                                                     к$      (анероиды). В этих при-
\р -~ = ЛАА/^АЛА. о •• J' борах величину измеряе-
[ -*• = 'УУУУуууЦ                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                  мою давления указывает
стрелка, перемещающая-
ся по шкале.
Чувствительный
элемент. Измеряемое
давление в металлических манометрах и барометрах восприни-
мается так называемым чувствительным элементом. Для пояс-
нения роли чувствительного элемента изобразим его схемати-
чески в виде поршня и пружины (фиг. 43). Поршень закрывает
камеру; относительное давление в камере измеряется. Под
действием силы давления поршень перемещается пропорцио-
нально относительному давлению внутри камеры, т. е. разности
давлений, действующих на поршень слева и справа.
1 При измерении давления ртутными и водяными манометрами высота
столба жидкости зависит от ее плотности, которая в свою очередь зависит
от температуры. В табл. 4 принято, что ртуть и вода имеют стандартную
плотность, которая у ртути равна 13,5951 г/см3; стандартная плотность воды
равна 0,999973 г/см3 (при 4° С).
§ 9. Элементы манометрических приборов                                                                                                                                                                                                                                                                61
Действительно, если давление внутри камеры равно р, я
давление воздуха снаружи равно р0, то на каждый квадратный
сантиметр площади поршня действует сила, равная
Р=&р.3=(р-р9)8кг,
где S - площадь поршня, см-.
Сила пружины,- противодействующая силе давления, пропор-
циональна прогибу пружины, т. е. перемещению поршня:
-=•-,=<.*,
где F,,f - сила пружины, кг;
С - жесткость пружины, кг/мм (сила на 1 мм хода);
S - прогиб пружины, мм.
Равновесие наступает, когда давление на поршень уравно-
вешивается силой пружины
F=F
-       - пр
или
(р-Ро-)8 = СЬ,
откуда
5==-^ (/"-/"<>)•
Из этой формулы можно сделать следующие выводы. Пе-
ремещение чувствительного элемента, состоящего из поршня •
пружины, пропорционально изме-
ряемой разности давлений; это
перемещение увеличивается с уве-
личением площади поршня и
уменьшается с увеличением же-
сткости пружины.
Однако  чувствительный  эле-
мент такой схемы имеет следую-
щие недостатки. Невозможно по-    Фиг. 44. Гофрированная мембран".
лучить абсолютную герметичность
между поршнем и цилиндром; наличие сил трения между порш-
нем и цилиндром вносит ошибки в измерения.
В авиационных приборах для измерения давления применя-
ются следующие типы чувствительных элементов: коробка Види,
сильфон, анероидная коробка, трубка Бурдона.
Основной частью коробки Види является мембрана или диа-
фрагма (фиг. 44), представляющая собой упругую пластинку,
герметически закрывающую камеру, в которой измеряется дав-
ление. Под действием сил давления пластинка прогибается,
причем перемещение центра пластинки находится в определен-
62
Глава третья. Манометрические приборы
ной зависимости от величины давления. Если давление не
превышает определенной величины, то после прекращения его
действия пластинка вернется в первоначальное положение. Чем
больше площадь пластинки и чем она тоньше, тем больше ее
прогиб под действием силы давления. Для увеличения прогиба
мембраны поверхность ее делается гофрированной в виде кон-
центрических волн.
&s
/
/
/
<Г
Разность давлении, мм вод. cm
Фиг. 45. Характеристика мембран
коробок Види:
1-прямолинейная, 2   затухающая,
3-возрастающая.
Разность давлений, мл в оff. cm   p
Фиг. 46. Петля гистерезиса
мембраны.
Зависимость прогиба центра мембраны от разности давле-
ний называется характеристикой мембраны. Характеристика
мембраны зависит от формы и числа гофров и может быть
прямолинейной, затухающей или возрастающей (фиг. 45).
Если измерять прогиб мембраны сначала при повышении разности
давлений до некоторой величины, а затем при понижении разности давле-
ний до нуля, то полученные характеристики не совпадают, а образуют
на графике замкнутую петлю (фиг. 46).
Разность Д6' между прогибами мембраны, измеренными при повыше-
нии и понижении давления, называется гистерезисом. Максимальный гисте-
резис обычно имеет место в средней части характеристики мембраны.
Максимальный гистерезис мембраны выражается в процентах от наи-
большего прогиба мембраны:
§гист-"
Д5"
• 100%,
где Д5ша1-максимальный гистеризис, мм',
•5m"i ~ максимальный прогиб, мм.
Мембраны авиационных приборов имеют максимальный гистерезис от 0,3
до 2°/" в зависимости от класса точности прибора.
Кроме силы давления и упругости мембраны, в механизме прибора
действуют силы трения, противодействующие передвижениям стрелки. Эти
силы являются причиной отставания показаний прибора от действительного
изменения давления.
§ 9. Элементы манометрических приборов                                                                                                                                                                                                                                                                63
При расчете ошибок прибора, вызываемых трением, определяют величи-
ну давления на мембрану, необходимого для преодоления сил трения. Для
этого нужно знать зависимость между давлением на мембрану и силой,
которую мембрана развивает на своем центре.
Если в камере имеется избыток давления, то на каждый квадратный
сантиметр мембраны действует сила, равная
-Ф = Р - Рй-
Силы давления в камере, в отличие от сосредоточенной силы, распре-
делены по в'сей поверхности мембраны.
Для определения равнодействующей сил давления, приложенной
в центре мембраны, вводится понятие эффективной площади мембраны.
Эффективная площадь мембраны равна площади такого поршня, который
под действием разности давлений развивает ту же силу, что и мембрана
на своем центре.
Если площадь мембраны равна   5, то ее  эффективная площадь равна
50 = kS,
где k - коэфициент эффективности, зависящий от площади жесткого центра
мембраны и формы ее гофров.
Таким образом сила, действующая в центре мембраны, равна
F=^pSQ = (p - РО) 50 =г k (р - р") S.
Эта зависимость позволяет легко определить ошибки прибора, вызван-
ные трением.
Приравнивая силу, действующую в центре мембраны, силе трения, по-
лучим величину избыточного давления, необходимого для преодоления тре-
ния в механизме.
.Р=Др50=/тр,
где/тр -сила трения, приведенная к центру мембраны, кг.
Отсюда
&р = -р1 кг/см2.
$0
Погрешность приборов, вызванную трением, часто выражают в процен-
тах от максимального избыточного давления
?то = -
Др
100% = - ~гр--• 100%.
__.------ ши/и - •--------
Р    ДД-.-                                                                                                                                                                   So(V)maX
Коробка   Вида   представляет     ?     _/  \                                                                                                                                                                                                                                          "^
собой полую коробку, спаянную
из двух гофрированных мембран
(фиг. 47). Центр одной мембра-
ны   неподвижен и скреплен   со
штуцером,   соединенным   с   об-
ластью,   в   которой   измеряется        Фиг- 47- Коробка Види.
давление. Центр другой мембра-
ны  связан  с  механизмом,  двигающим  стрелку.  При   нали-
чии разности давлений внутри и снаружи коробки Види обе
мембраны прогибаются в разные стороны и центры их расхо-
дятся или сходятся. Так как один центр закреплен неподвиж-
64
Глава третья. Манометрические приборы
но,   то перемещение другого центра равно сумме прогибов
обеих мембран.
Характеристику коробки Види можно получить, складывая
характеристики обеих ее мембран.
Приборы с коробкой Види являются диференциальными
манометрами, так как они измеряют не абсолютное, а относи-
тельное давление. К числу приборов с коробкой Види отно-
сятся указатели скорости, варио-
метры, гидростатические бензиноме-
ры и др.
Мдвугение^^^^^^
К^хЧ^
Фиг. 48. Батарея коробок.
X\\\NKVx\\V"
Фиг. 49. Силь'фон.
В некоторых приборах для увеличения хода центра коробки
увеличивают число спаянных мембран. Тройная коробка, со-
ставленная из шести мембран, изображена на фиг. 48. Ход
тройной коробки равен утроенному ходу одинарной ко-
робки.
Другим видом чувствительного элемента является сильфон
(фиг. 49), который представляет собой круглую металлическую
"гармошку", изготовленную из цельнотянутой трубки, имею-
щей дно.
Открытая сторона сильфона впаивается в неподвижное
основание, через которое внутри сильфона создают давление
или разрежение.
Под действием разности давлений сильфон растягивается
или сжимается до тех пор, пока силы упругости не уравнове-
сят сил давления. Перемещение дна сильфона пропорциональ-
но разности давлений и обратно пропорционально его жест-
кости.
Преимуществом сильфона перед коробкой Види является
"го большая эффективная площадь и возможность получения
большого хода.
§ 9. Элементы манометрических приборов
65
Эффективная площадь сильфона равна
S,*=-f-(02 + -f),
где D - наружный диаметр сильфона;
d - внутренний диаметр сильфона.
Недостатком сильфона   является большой гистерезис его
(5-6%). Поэтому чаще всего сильфон применяют в качестве
разделителя давления в гидравлических системах, например,
в приемнике манометра масла.
Фиг. 50. Анерондная коробка.
Для измерений сильфан применяется в сочетании с пружи-
ной, жесткость которой в 5-6 раз превышает жесткость силь-
фона, благодаря чему гистерезис системы снижается до Wo.
Примерами (применения сильфона с пружиной являются раз-
личные регуляторы давления.
Анероидная коробка представляет собой герметически за-
паянную коробку Види, из которой выкачан воздух1 (фиг. 50).
При помощи анероидной коробки можно измерять абсолют-
ное давление воздуха или газа, окружающего коробку. Для
этого коробку помещают внутрь камеры, в которой требуется
измерить давление. Под влиянием давления в камере анероид-
ная коробка прогибается до тех пор, пока упругость мембран
не уравновесит внешнего давления. Центр одной мембраны за-
креплен неподвижно, центр другой соединен с механизмом, пе-
редвигающим стрелку.
Так же, как и коробка Види, анероидная коробка может
быть изготовлена в виде батарей. При этом полости отдельных
коробок могут либо сообщаться одна с другой, либо быть изо-
лированными. Анероидные коробки применяются в высотоме-
1 Давление   воздуха   внутри   анероидной   коробки  близко  к  нулю;
на практике  удается  выкачать воздух из коробки до 0,15-0,2 мм рт. ст.
Ъ   Приборы на самолете
66
Глава третья. Манометрические приборы
Фиг. 51. Механизм
прибора с трубкой
Бурдона:
1-трубка      Бурдона,
2-тяга, 3-сектор, 4-
волосок,    5-штуцер,
6 - трибка.
рах, мановакуумметрах, регуляторах наддува.   В двухстрелоч-
ком высотомере применяется двойная анероидная коробка.
Если выкачать воздух из сильфона и
герметически запаять ег"о, мюжно полу-
чить анероид. Сильфонные анероиды в со-
четании с пружиной применяются в неко-
торых приборах и автоматах, измеряющих
или регулирующих абсолютное давление.
Трубка Бурдона представляет собой
изогнутую металлическую трубку эллипги-
-2 ческого сечения (фиг. 51). Один конец
трубки укреплен неподвижно и сообщает-
ся с областью, в которой измеряется дав-
ление. Свободный конец трубки запаян и
соединен с механизмом, передвигающим
стрелку. При наличии избыточного давле-
ния внутри трубки возникают силы, раз-
гибающие трубку до тех пор, пока эти си-
лы не уравновесятся упругостью трубки;
при этом свободный конец трубки переме-
щается и передвигает стрелку.
Угловое перемещение свободного кон-
ца трубки относительно центра изгиба трубки пропорционально
разности давлений внутри и снаружи трубки:
(|>=с (Р-РО);
где <р - угловое перемещение свободного конца трубки в гра-
дусах;
р - давление внутри трубки, кг/см2;
рп- давление снаружи трубки, кг/см2',
С - коэфициент, зависящий от размеров, формы Сечения
и материала трубки.
Приборы с трубкой Бурдона являются диференциальными
манометрами. Трубка Бурдона применяется в качестве чув-
ствительного элемента в манометрах бензина и масла и в
жидкостных термометрах.
Передаточный механизм. Основное назначение
передаточного механизма - преобразовать небольшие переме-
щения упругого элемента в достаточно заметные перемещения
указывающей стрелки. Необходимость такого увеличения пере-
мещения вызывается тем, что упругий элемент (коробка Види,
анероидная коробка или трубка Бурдона) имеет незначитель-
ные перемещения даже при максимальном изменении измеряе-
мой величины. Отсчитать такие показания прибора без увели-
чения невозможно.
§  9.  Элементы  манометрических  приборов
67
Перемещение упругого элемента является движением по-
ступательным, стрелка же во всех приборах имеет вращатель-
ное движение вокруг своей оси. Поэтому передаточный меха-
низм устроен так, что он преобразует поступательное движе-
ние во вращательнее.
Наконец передаточный механизм имеет еще одно назначе-
ние: он допускает регулирование показаний прибора, благода-
О
Ba/iuk
Пружинящая
пластинка
Bajiuk
Выд&и&ной
Штифт
6
Короб/т Вида
ПередниЖная
план/fa
Фиг. 52. Шарнирная передача (способы регулирования плеча):
а-передвижение штифта, б-передвижение планки, в-прогиб пружиняще'!
пластинки.
ря чему в приборах можно применять стандартные шкалы с
заранее нанесенными делениями.
В зависимости от типа упругого элемента и от конструкции
прибора передаточный механизм может состоять из любого
числа отдельных передач, соединенных последовательно одна
с другой. Например, в приборах с трубкой Бурдона, дающей
наибольшее перемещение, достаточно иметь передаточный ме-
ханизм из двух ступеней. Коробка Види имеет меньшее пере-
мещение, поэтому в приборах, оснащенных такой коробкой,
применяют от двух до трех ступеней, а если прибор двухстре-
лсчный - четыре и даже пять ступеней.
Наиболее часто используют в приборах следующие типы
передач: 1) шарнирную, 2) поводковую и 3) зубчатую. Пере-
даточные механизмы состоят из комбинаций '"этих пе-
редач.
Шарнирная передача (фиг. 52). Центр коробки Види пере-
двигает шарнирно связанную с ним тягу. Другим концом тяга
поворачивает кривошип с валиком. Шарнирную передачу при-
меняют главным образом в первой ступени механизма для пре-
5*
68                                                                                                                                                                                                                                                                                       Глава третья. Манометрические приборы
образования поступательного движения упругого элемента во
вращательное.
Передаточное число регулируют, изменяя длину плеча кри-
всшипа. На фиг. 52,а кривошип выполнен в виде выдвинутого
штифта, проходящего сквозь валик и закрепленного винтом.
На фиг. 52,6 кривошип представляет собой передвижную план-
ку, наложенную на валик и также закрепленную винтом. На
фиг. 52,в кривошипом служит пружинящая пластинка, закреп-
ленная одним концом на валике. Изменение плеча в этом слу-
чае достигается при помощи регулировочного винта, проги-
бающего пластинку. Суще-
ствуют и другие конструкции
кривошипов.
Поводковую передачу при-
меняют либо в первой ступе-
'*1  ни механизма для преобразо-
*" вания поступательного движе-
ния   во   вращательное   (фиг.
53,а),   либо в промежуточной
ступени для передачи враще-
Фиг. 53. Поводковая передача. ния из одной ПЛОСКОсти в дру-
гую (фиг. 53,6).
В первом случав к коробке Види припаяно ушко, которое
поворачивает валик посредством поводка, скрепленного с ва-
ликом. Постоянное соприкосновение поводка с ушком обеспе-
чивается специальной спиральной пружиной (волоском), рас-
положенной обычно на последней ступени механизма.
Во втором случае два взаимно перпендикулярных валика
имеют соприкасающиеся поводки. Поворот одного валика вы-
зывает поворот другого (передаточное число можно регулиро-
вать изгибанием одного из поводков). Постоянное соприкос-
новение поводков здесь также обеспечивается волоском.
Зубчатую передачу применяют главным образом в каче-
стве последней ступени передаточного механизма манометри-
ческих приборов. Ведомое колесо с небольшим числом зубьев
называется трибкой и помещается на выходной оси механиз-
ма, связанной со стрелкой (фиг 54,а). Ведущее колесо с
большим числом зубьев называется сектором, так как оно де-
лается в виде неполной окружности для уменьшения габа-
ритов.
В двухстрелочных приборах сектор и трибку используют как
промежуточную передачу, а выход на две стрелки осуще-
ствляют при помощи перебора, составленного из четырех ше-
стерен с полным числом зубьев (фиг. 54,6).
В передаточных механизмах некоторых приборов ранее при-
меняли цепную передачу (фиг. 55). Здесь конец промежуточ-
§  9.  Элементы  манометрических  приборов
69
ного рычага при своем перемещении тянет цепочку Галля (шаг
звена 0,5-2 мм). Другой конец цепочки намотан на блок, по-
мещенный на выходной оси механизма. Постоянный натяг це-
почки обеспечивается волоском.
Волосок представляет собой тонкую спиральную пружину
с большим числом витков (см. фиг. 55). Внутренний конец
этой пружины скреплен с осью, а внешний закручен на один-
два оборота и закреплен неподвижно. В поводковой и цепной
Sojiecoft
it
Фиг. 54. Зубчатая передача:
"-сектор с трибкой, б-перебор.
Фиг. 55. Цепная передача.
передачах волосок является необходимым звеном. Он служит
также для выбирания люфтов в механизме остальных видов
передач. Люфты имеются в любой передаче - шарнирной, зуб-
чатой и цепной. Для того чтобы показания стрелки прибора
были определенными, все детали передаточного механизма
должны соприкасаться все время одной стороной. Волосок при-
меняется во всех манометрических приборах; обычно его по-
мещают на последней оси механизма, связанной со стрелкой.
6 двухстрелочных приборах волосок укреплен на промежуточ-
ной оси трибки.
В любом положении механизма волосок создает момент,
направленный в одну сторону, благодаря чему выбираются все
люфты в передачах.
Принципы регулирования передаточного
механизма. Кинематическая схема наиболее употребитель-
ного вида передаточного механизма (фиг. 56) состоит из двух
ступеней передач - шарнирной и зубчатой. Перемещение
центра коробки Види или анероида передается через шарнир-
ную тягу зубчатому сектору, сцепленному с трибкой. Поворот
70
Глава третья. Манометрические приборы
сектора вызывает вращение трибки вместе со связанной с ней
стрелкой.
Передаточным числом механизма обычно называют отно-
шение скорости движения конца стрелки к скорости переме-
щения чувствительного элемента.
У механизма, показанного на фиг. 56, передаточное число
равно
I = Jy-t - _!?_    г*
Va
Z-t   Г Sin a
Г?~	*';*.	
-,^1   Л к 2fe ?-Л г,          > - -*• соо^		L - - . - ,-. ,
Г
Фиг. 56. Кинематическая схема
передаточного механизма.
где г2, г4 - ведущие  плечи
механизма;
ri> гз - ведомые плечи
механизма (rt =
=rsina);
zc, z,r - полные    числа
• зубьев сектора
*                                                                                                                                                                                                                                                                              и трибки.
Из   приведенного   соотно-
шения   можно   сделать  сле-
дующие выводы.   Передаточ-
ное  число тем больше,   чем
больше ведущее плечо меха-
низма и чем меньше ведомое.
При  движении   центра   чув-
ствительного  элемента   пере-
даточное число не остается постоянным, а изменяется, так как
изменяется угол а между тягой и ведомым плечом сектора.
Если а = 90°, то sina=l и, следовательно, z=min; если а
близко к нулю или 180°, то sin а стремится к нулю и, следова-
тельно, z=max.
На фиг. 57 показана зависимость передаточного числа от
величины угла а. Величина, на которую изменяется угол а при
возрастании давления от нуля до максимума, равна углу по-
ворота зубчатого сектора и определяется из соотношения
Да = ?-^,'
ZK
где 9 - максимальный угол шкалы прибора.
В существующих приборах Да невелико (10-20°); его ве-
личина для каждого типа приборов остается неизменной, так
как величины ер, ZT и zc постоянны. Начальный же угол а", при
котором стрелка прибора находится на нуле, -может быть
выбран различным (см. фиг. 56). Величина угла а" влияет на
характеристику шкалы прибора.
§  9.  Элементы  манометрических  приборов
71
Кроме того, характеристика шкалы зависит от направления
движения тяги. Если при увеличении измеряемого давления
чувствительный элемент "толкает" тягу, то угол а уменьшается
с увеличением показаний прибора; если же чувствительный
элемент "тянет" тягу, то угол а увеличивается.
Определим характеристику шкалы прибора с механизмом,
показанным на фиг. 56, исходя из предположения, что ход ко-
робки пропорционален давлению, причем коробка "толкает" тя-
J_lec
Щ80'
•Фиг. 57. Зависимость передаточного
числа от угла между тягой
и ведомым плечом.
Фиг. 58. Разброс характеристик
чувствительных элементов.
гу. Для начального угла а'0> близкого к 180° (участок кривой
аб, фиг. 57), передаточное число с возрастанием давления
уменьшается и, следовательно, скорость движения стрелки к
концу шкалы также уменьшается. Такой прибор будет иметь
"затухающую" шкалу, - деления к концу шкалы будут сжаты.
Если начальный угол а"" близок к прямому (участок кривой
вг), то передаточное число остается приблизительно постоян-
ным. При начальном угле а'"а, близком к нулю (участок кри-
вой де), передаточное число увеличивается и шкала прибора
возрастает, - деления к концу шкалы растягиваются.
При изготовлении чувствительных элементов на практике не
удается получить идеального совпадения характеристик одно-
типных элементов. Если нанести на общий график (фиг. 58)
характеристики большого числа чувствительных элементов ка-
кого-нибудь типа, то они расположатся внутри некоторой зоны
(заштрихованной на фиг. 58). Огибающие кривые этой зоны
ОА и ОС являются предельными характеристиками чувствитель-
ного элемента данного типа, обусловленными допусками техни-
ческих условий. При этом характеристики отдельных элементов
72__________Глава третья. Манометрические приборы___________
могут отличаться не только по максимальному прогибу (-?mill
и -S-i--)" н° и по степени неравномерности: затухающая ха-
рактеристика ОА, равномерная ОВ и возрастающая ОС.
Разброс характеристик неизбежен при серийном выпуске
приборов. Отсюда вытекает необходимость регулирования пере-
даточного механизма при наличии стандартной шкалы с заранее
нанесенными делениями. В большинстве случаев стандартные
шкалы делают равномерными, т. е. с равными расстояниями
между делениями.
Основной целью регулирования является сведение к мини-
муму шкаловых ошибок прибора, т. е. разности между действи-
тельным значением измеряемой величины и отсчетом по шкале
прибора. В общем случае регулирование механизма достигается
тремя способами: смещением стрелки на оси, изменением ведо-
мого плеча г и различной установкой начального угла а.0.
Смещение стрелки применяется в том случае, когда шкало-
вые ошибки имеют один знак и приблизительно одинаковую
угловую величину по всей шкале.
Недостаточно большой ход чувствительного элемента ком-
пенсируют увеличением передаточного числа; для этого умень-
шают ведущее плечо т. При увеличенном ходе чувствительного
элемента уменьшают передаточное число; для этого увеличи-
вают плечо т.
В тех случаях когда шкала прибора равномерна, а харак-
теристика чувствительного элемента прямолинейна, начальный
угол а" должен быть близким к прямому, с тем чтобы переда-
точное число оставалось постоянным. Если же чувствительный
элемент имеет затухающую характеристику, т. е. прирост его
хода на единицу изменения давления уменьшается, то для по-
лучения равномерной шкалы начальный угол берут острым,
что приводит к увеличению передаточного числа к концу шка-
лы. И, наконец, при возрастающей характеристике чувствитель-
ного элемента угол берут тупым, что уменьшает передаточное
число к концу шкалы.
Следует заметить, что при изменении начального угла от
прямого к острому или тупому увеличивается общий ход стрел-
ки, так как увеличивается среднее значение передаточного
числа (за счет уменьшения значения s,in а в формуле переда-
точного числа). Это компенсируют увеличением плеча т.
Все изложенное выше о влиянии начального угла а0 на ха-
рактер шкалы справедливо для случая, когда коробка "тол-
кает" тягу при возрастании измеряемой величины. В противном
случае установка острого или тупого угла оказывает обратное-
действие.
Биметаллическая температурная компен-
сация. Манометрические приборы регулируют при комнатной
ff 9. Элементы манометрических приборов
73-
температуре. Самолет может летать при температуре воздуха;
от-60 до+50° С. При высокой температуре упругость мем-
бран уменьшается, при низкой - увеличивается. Вследствие это-
го при изменениях температуры возникают ошибки в показа-
ниях приборов.
Для компенсации температурных ошибок в некоторых при-
борах применяются биметаллические пластинки, состоящие из
двух сваренных полосок металлов с разными температурными.
биметалл
а
Фиг. 59. Биметаллические темпера-
турные компенсации:
а-компенсации первого рода, б- компен-
сации второго рода.
коэфициентами расширения. При повышении температуры одна-
полоска расширяется больше другой и пластинка выгибается
в одну сторону, при понижении температуры пластинка выги-
бается в другую сторону. Биметаллические пластинки изготов-
ляют из следующих металлов: инвар - латунь, сталь - инвар,
инвар - томпак.
Известны температурные компенсации двух родов. Компен-
сация первого рода исправляет смещение стрелки от нулевой
линии. Для этого биметаллическую пластинку включают между
центром анероидной коробки и тягой механизма (фиг. 59,а).
При регулировании действия компенсатора на показания при-
бора поворачивают пластинку вокруг ее оси.
Компенсация второго рода исправляет ошибки прибора в
остальной части шкалы. Для этого нужно вводить поправки в
механизм на величину, пропорциональную ходу коробки от ну-
левой точки шкалы. Температурная компенсация второго рода
выполняется в виде биметаллической пластинки, изменяющей
плечо кривошипной передачи при изменении температуры
(фиг. 59,6). Действие такой компенсации регулируют, подбирая;
толщину и длину биметаллической пластинки.
74
Глава третья. Манометрические приборы
§ 10. Манометр бензина
Назначение. Качество горючей смеси, питающей авиа-
ционный двигатель, зависит от разности давлений в бензопро-
воде и в поплавковой камере карбюратора. Величина этой раз-
ности давлений измеряется манометром бензина. Таким обра-
зом манометр бензина контролирует условия работы карбюра-
тора и предупреждает летчика о неисправностях в системе пи-
тания двигателя (засорение бензопровода, неисправность помпы
л т. д.).
Ж
V 5
Фиг. 60. Принципиальная схема
включения манометра бензина:
1~~всасывающая трубя двигателя, Г-•
поплавковая    камера   карбюратора,
3-манометр, 4-помпа, Л-трубопро-
вод из бака.
Принцип действия. Манометр бензина работает по
принципу диференциального металлического манометра с труб-
кой Бурдона (см. фиг. 51). На фиг. 60 изображена элементар-
ная схема питания горючим двигателя внутреннего сгорания и
показана схема включения манометра бензина.
Манометр бензина включен в бензопровод перед входом в
карбюратор. Для того чтобы манометр измерял нужную раз-
ность давлений, внешнее давление на трубку Бурдона должно
равняться давлению в камере карбюратора. Для этого трубку
Бурдона помещают в герметичный корпус, в котором поддержи-
вается давление, равное давлению в камере.
На схеме фиг. 60 пунктиром изображен трубопровод, соеди-
няющий корпус манометра с камерой карбюратора. Практи-
чески на существующих двигателях корпус манометра бензина
соединяют не с камерой, а с таким местом системы питания,
в котором давление равно давлению в камере.
Все современные авиационные двигатели снабжены нагне-
тателями, создающими наддув во всасывающей трубе двига-
теля. На тех двигателях, где нагнетатель установлен до кар-
бюратора, давление в поплавковой камере равно давлению над-
§ 10. Манометр бензина                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                75
дува. На таких двигателях корпус манометра бензина соеди-
няют со всасывающей трубой двигателя.
Если нагнетатель включен после карбюратора, то давление
в камере приблизительно равно статическому давлению окру-
жающего воздуха. В этом случае корпус манометра соединяют
с кабиной самолета, т. е. оставляют открытым.
Конструкция. Манометры бензина бывают двух типов:
без приемника и с приемником. В манометре бензина без при-
емника (фиг. 61) трубка Бурдона сообщается с бензопро-
водом через штуцер в центре корпуса. Другой штуцер соединен
со всасывающей трубой двигателя или открыт, в зависимости
от способа включения нагнетателя.
Под влиянием разности давлений трубка Бурдона разги-
.бается и конец ее передвигает тягу, шарнирно связанную с зуб-
чатым сектором. Сектор поворачивается и вращает сцепленную
с ним трибку вместе с указывающей стрелкой.
Недостатком такой конструкции манометра бензина являет-
ся необходимость подвода трубки с бензином к приборной доске
самолета; при повреждениях этой трубки (например, из-за ви-
брации) возникает пожарная опасность.
Указанного недостатка не имеет манометр бензина с при-
емником. Его соединительная трубка, являющаяся неотъемле-
мой частью прибора, совершенно изолирована от бензопроводки
двигателя. Давление бензина передается манометру посред-
ством специального приемника, который крепится на двигателе
и сообщается при помощи штуцера с бензоснстемой двигателя.
Давление воспринимается двойной мембранной коробкой, рас-
положенной в корпусе приемника. Внутренняя полость коробки
сообщается с капиллярной соединительной трубкой, другой ко-
нец которой соединен с мембранной коробкой указателя. Вся
система герметична и заполнена толуолом, не замерзающим при
низкой температуре. Изменения давления бензина передаются
коробке указателя через коробку датчика и толуол.
Коробка датчика значительно менее жестка, чем коробка
указателя. Благодаря этому силы давления бензина уравнове-
шиваются в основном силой упругости коробки указателя, а ко-
робка приемника играет лишь роль герметичной перегородки,
разделяющей бензин и толуол.
Изменение температуры жидкости, заполняющей систему,
вносит погрешность в показания манометра. При изменении
температуры изменяется объем жидкости, что вызывает прогиб
мембранных коробок приемника и указателя. При этом сум-
марная величина изменения объема коробок компенсирует из-
менение объема жидкости. Чем меньше общий объем жидкости,
тем меньше температурная ошибка прибора, поэтому трубопро-
вод выполняют в виде капилляра!
76
J'Aaea третья. Манометрические приборы
"N>
'С>
§ 10. Манометр бензина                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                           77
Но, кроме того, температурная ошибка зависит также от
соотношения упругостей мембранных коробок датчика и ука-
зателя. Действительно, для того чтобы система оставалась в
равновесии, давление на жидкость со стороны коробки датчика
должно уравновешивать давление со стороны коробки указа-
теля. Поэтому при расширении жидкости больший ход полу-
чает коробка, обладающая меньшей упругостью. Если бы ко-
робка датчика была совершенно неупругой, то изменение объ-
ема жидкости полностью компенсировалось расширением этой
коробки и температурная ошибка равнялась нулю.
Существуют манометры, у которых приемник снабжен не-
упругой разделительной мембраной, изготовленной из бензо-
стойкой резины. Такая конструкция приемника позволяет при-
менить нормальный соединительный трубопровод, не прибегая
к капилляру, который менее удобен в эксплоатации из-за мень-
шей прочности.
Указатель манометра имеет двухступенчатый передаточный
механизм от коробки к стрелке. Первая ступень передачи со-
стоит из валика, поворачиваемого коробкой посредством при-
паянной к ней проволочной серьги. Вторая ступень (зубчатая)
состоит из сектора, вращающегося с валиком и поворачиваю-
щего зацепленную с ним трибку со стрелкой.
Соединительная трубка покрыта металлической оплеткой для
предохранения от повреждений. Концы трубки усилены боуде-
новской оболочкой, закрепленной со стороны датчика в виде
петли для предотвращения обламьшания трубки при вибрации.
В зависимости от типа двигателя применяют следующие ти-
fibi манометров:
а)                             для двигателей  с поплавковым  карбюратором - мано-
метр бензина с пределами измерений 0-1 кг/см2;
б)                             для двигателей с беспоплавковым карбюратором - ма-
нометр бензина с пределами измерений 0-3 кг/см2',
в)                       для дизелей - манометр топлива с пределами измерений
0-6 кг/см2.
Манометр бензина устанавливают на доске летчика в груп-
пе моторных приборов. На каждый двигатель монтируют от-
дельный манометр. На больших самолетах манометры бензина
выносятся на доску борттехника.
Манометр крепят на приборной доске при помощи стандарт-
ного крепежного кольца диаметром 60 мм. Штуцер, находя-
щийся в центре корпуса (при отсутствии приемника), соеди-
няется с трубкой, второй конец которой соединен со специаль-
ным штуцером на двигателе самолета. Другой штуцер соеди-
няют с трубкой, ведущей к всасывающей трубе двигателя, или
оставляют открытым, в зависимости от типа двигателя.
78
Глава третья. Манометрические приборы
Лабораторная проверка. Допустимые погрешности
манометров бензина равны 2,5 или 4% от пределов их изме-
рений (в зависимости от класса точности прибора).
Для определения исправности манометров бензина в лабо-
ратории определяют их погрешности путем сравнения их пока-
заний с показаниями образцового (эталонного) манометра.
Схема проверки показана на фиг. 62.
Образцовый
манометр
Указатель
Фиг. 62. Схема воздушной проверки
манометров.
В системе при помощи игольчатого крана создают давление
воздуха, которое сначала повышают, отсчитывая при этом по-
казания эталонного и испытуемого приборов на оцифрованных
точках шкалы. Затем, после 15-минутной выдержки на макси-
мальном показании проверку ведут в обратном порядке, т. е.
при уменьшении давления до нуля.
Разница между показаниями эталона и испытуемого при-
бора не должна превышать допустимой погрешности для при-
боров данного типа. Разница в показаниях испытуемого при-
бора при прямой и обратной проверке, называемая вариацией,
также не должна превышать установленной величины.
При испытаниях манометров с пределами измерений до
1 кг/см2 в качестве эталона обычно берут ртутный манометр;
испытания манометров с пределами измерений до 3 кг!см? и
до б кг/см2 можно вести также на прессе Рухгольца (см. ниже
§ 11, Лабораторная проверка манометра масла).
§ 11. Манометр масла
Назначение. Бесперебойность циркуляции масла зави-
сит от разности давлений в масляной магистрали и в картере
двигателя. Эта разность давлений измеряется манометром ма-
§ П. Манометр масла                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                    79*1
ела. Манометр  масла  контролирует   бесперебойность   смазки
двигателя и предупреждает летчика о неисправностях в системе
смазки.
Конструкция. Манометр масла, так же как и манометр
бензина, работает по принципу диференциального манометра
с пружиной Бурдона (см. фиг. 51).
В отличие от манометра бензина корпус манометра масла
делают ,негерметичным, так как разница между давлением окру-
жающего прибор воздуха и давлением в картере ничтожна по
сравнению с измеряемым давлением масла.
Диапазон показаний манометра масла от 0 до 15 кг/смг.
Указатель имеет такую же конструкцию, как и манометр
бензина без приемника. В приборах старой конструкции масло
подавалось непосредственно в трубку Бурдона трубопроводом,
соединяющим прибор с масляной магистралью. Такой способ
измерения имеет тот недостаток, что при низких температурах
значительно увеличивается вязкость подаваемого масла, воз-
никают большие запаздывания в показаниях манометра, а
иногда прибор перестает работать. Во избежание этого зимой
трубку заполняли специальной незамерзающей смесью глице-
рина со спиртом, что, однако, создавало неудобства в эксплоа-
тации.
В настоящее время применяется манометр масла с прием-
ником (фиг. 63), не имеющий указанного выше недостатка.
Его соединительная трубка так же, как у манометра бензина,
совершенно изолирована от масляной магистрали двигателя и
заполнена толуолом, не замерзающим при низких температурах.
Давление масла воспринимается специальным приемником,
который крепится в соответствующем месте масляной маги-
страли двигателя. Давление подается в корпус приемника
и воспринимается сильфоном, внутренняя полость которого со-
общается с соединительной трубкой и также заполнена толуо-
лом. Измерения давления масла передаются через сильфон и
толуол трубке Бурдона. Манометр и приемник спаяны с соеди-
нительной трубкой и разъединять их нельзя. Соединительная
трубка покрыта металлической оплеткой для предохранения от
повреждений.
Монтаж манометра масла аналогичен монтажу манометра
бензина с приемником. Приемник присоединяется к штуцеру
масляной системы двигателя при помощи специальной гайки с
двумя фибровыми прокладками (фиг. 64). Гайка затягивается
торцевым ключом.
Лабораторная проверка. Метод лабораторной про-
верки манометров масла аналогичен проверке манометров бен-
зина. Обычно при контроле манометров масла давление создают
не воздухом, а маслом, при помощи пресса Рухгольца
Вид по стрелке А со снятой
шкалой и стрел/гай
Фиг. 63. Конструкция манометра
масла с приемником:
1-трубка Бурдона, 2-тяга, 3-сектор, i -
трибка, 5-волоспк, 6 -стрелка, 7-kopnyc,
S-шкала, 9-прокладка, 10- пружинящее
кольцо, 11-стекло, 12-боуденовская обо-
лочка, 13-оплетка; 14- капилляр, 15 - крышка
приемника, 16-сильфон, 17-корпус прием-
ника.
$ II. Манометр масла
81
(фиг. 65). Этот способ дает возможность более точно устано-
вить необходимую величину давления в системе.
Принцип действия пресса Рухгольца заключается в том, что
в замкнутом объеме, заполненном маслом, создают давление
Фиг. 64. Крепление приемника манометра масла:
1-приемник, 2-фибровые прокладки, 3-специальная гайка.
посредством штока, нагруженного гирями. При этом давление
п системе равно отношению веса грузов и штока к площади
сечения штока. Для точного определения давления вес грузов
Грузи
Масло
Приемник
//////////////////////////////'//,
Фиг. 65. Принципиальная схе.ма пресса Рухгольца.
и штока и его диаметр должны быть точно выверены; обычно
берут шток сечением 1 см2 и набор грузов весом по 0,5 и 1 кг.
Для увеличения давления в системе добавляют грузы на
тарелку штока; для уменьшения давления грузы постепенно
снимают с тарелки.
О   Приборы на самолете
82__________Глава третья. Манометрические приборы__________
При заводском регулировании манометров масла пользуются
также и воздушной схемой. В этом случае проверка манометров
масла ничем не отличается от проверки манометров бензина
(см. фиг. 62).
§ 12. Паровой термометр
Назначение. При работе двигателя выделяется много
тепла. Перегрев двигателя понижает предел упругости металла,
вследствие чего детали деформируются.
Температуру нагрева двигателя с жидкостным охлаждением
определяют косвенным образом, измеряя нагрев охлаждающей
жидкости, так как жидкость непрерывно омывает стенки ци-
линдров двигателя и воспринимает его температуру. С увели-
чением нагрева двигателей температура смазывающего масла
также повышается. Температуру масла и охлаждающей жидко-
сти измеряют паровыми термометрами, которые контролируют
степень нагрева двигателя и предупреждают о его перегреве
летчика, а также контролируют качество смазки.
Принцип действия и конструкция. В основу ра-
боты паровых термометров положен метод измерения давления
насыщенных паров низкокипящей жидкости. К низкокипящим
жидкостям относят жидкости с температурой кипения от -{-31
до-35° С. Если такую жидкость поместить в замкнутый объем
и подогреть до температуры ее кипения, то жидкость будет
превращаться в пар. По мере увеличения количества пара бу-
дет увеличиваться давление в замкнутом объеме. При неко-
торой величине давления дальнейшее парообразование прекра-
щается и наступает равновесие. Пространство над жидкостью,
в которой не происходит дальнейшего испарения жидкости, на-
зывается насыщенным; самые пары также называются насы-
щенными. При дальнейшем повышении температуры испарение-
жидкости возобновляется до тех пор, пока пространство опять
не насытится парами, но уже при более высоком давлении.
Давление насыщенных паров находится в определенной за-
висимости от температуры, т. е. каждому значению температу-
ры соответствует определенное давление насыщенных паров.
Это свойство насыщенных паров используется для измерения
температуры.
Паровой термометр состоит из приемника, соединительного
трубопровода и манометра. Приемник выполняется в виде замк-
нутого металлического баллона (фиг. 66), заполненного при-
мерно наполовину низкокипящей жидкостью. Пространство над
поверхностью жидкости сообщается при помощи трубопровода
с внутренней полостью трубки Бурдона.
Приемник погружают в масло или охлаждающую жидкость,,
температуру которой нужно измерить.
§ 12. Паровой термометр
83
При повышении измеряемой температуры давление насы-
щенных паров увеличивается, трубка Бурдона разгибается и
передвигает стрелку, указывающую измеряемую температуру.
По своей конструкции паровой термометр не отличается от ма-
нометров масла и бензина, за исключением добавочных винтов,
регулирующих ход трубки Бурдона.
При понижении измеряемой температуры часть паров кон-
денсируется, т. е. переходит в жидкость, и давление уменьшает-
ся,   что   вызывает  обратное  движение
стрелки.
Однако свойства насыщенных паров
ограничивают пределы измерения тем-
пературы. Если непрерывно нагревать
жидкость в приемнике, то при достиже-
нии некоторой температуры исчезает ме-
ниск, т. е. поверхность раздела между
жидкостью и паром, причем плотность
их делается одинаковой. Это состояние
называется критическим и ему соответ-
ствуют некоторая критическая темпера-
тура и критическое давление, зависящие
от рода жидкости.
При температуре выше критической
давление в приемнике резко возрастает
и дальнейшее измерение температуры
становится невозможным. Поэтому верх-
ний предел измерения температуры огра-
ничивается температурами, близкими к
критической температуре жидкости при-
емника.
Для заполнения приемников, служащих для измерения тем-
ператур от 0 до+125° С, применяют хлорметил, имеющий кри-
тическую температуру около 153°С при критическом давлении
66 ат.
При измерении температур до 200° С можно применять аце-
тон, имеющий критическую температуру около 232° С при кри-
тическом давлении 52,2 ат.
Нижний предел измерения определяется величиной давле-
ния насыщенных паров данной жидкости, достаточной для раГ-
боты прибора. На фиг. 67 приведен график зависимости давле-
ния насыщенных паров для хлорметила и ацетона.
Более высокая критическая температура ацетона дала воз-
можность использовать его для измерения температуры спе-
циальных жидкостей, применяемых для охлаждения некоторых
двигателей. Однако нижний предел измерения ацетонового тер-
мометра ограничен температурой порядка 50° С вследствие ма-
6*
Фиг. 66. Принципиальная
схема парового
термометра.
84
Глава третья. Манометрические приборы
лой величины давления  паров  ацетона при низких темпера-
турах.
Паровые термометры имеют методическую высотную ошиб-
ку. Прибор тарируется у земли, причем измеряется давление
насыщенных паров относительно атмосферного давления (так
как внешнее давление на трубку Бурдона равно атмосферно-
му). С подъемом на высоту внешнее давление падает, и прибор
при той же измеряемой температуре воспринимает повышенную
разность давлений, т. е. показания прибора несколько увели-
^ 1*0000
\.30000
^-20000
юооо
^' я "
го го зо и so во 70 ао за юо in 120 >зв м
Температура^ "С
Фдг. 67. График зависимости давления насыщенных паров
от температуры.
чиваются. Вследствие того что характеристика давления насы-
щенных паров непрямолинейна по температуре (см. фиг. 67),
высотные поправки для низких температур больше (до 4- 5°),
а для низких температур меньше (до 1 -1,5°).
Давление в манометрической системе паровых термометров
определяется давлением насыщенных паров в приемнике и не
зависит от состояния вещества, заполняющего соединительный
трубопровод и трубку Бурдона. Поэтому показания термометра
не должны зависеть от температуры трубопровода и трубки
Бурдона, хотя эта температура может изменяться в широких
пределах - от +50 до -60° С.
Можно рассматривать систему парового термометра как со-
стоящую из трех объемов, заполненных хлорметилом и соеди-
ненных между собой. В каждом из этих объемов вещество
имеет свою температуру. В первом объеме - приемнике - ве-
щество имеет наивысшую температуру, равную измеряемой тем-
пературе двигателя. В двух других объемах - трубопроводе и
трубке Бурдона - вещество имеет более низкую температуру,
равную температуре окружающей среды.
Равновесие внутри каждого объема может быть только в
том случае, когда давление насыщенного пара таково, что
§ 12. Паровой термометр_______                                                                                                                                                                                                                              35
жидкость перестает кипеть при данной температуре. Но в каж-
дом из объемов температура вещества другая, следовательно,
и давление, казалось бы, должно быть различным. Однако по-
скольку объемы соединены между собой, то давление в системе
может иметь только одно определенное значение, равное дав-
лению в объеме с наибольшей температурой, т. е. давлению
в приемнике.
Действительно, если бы в системе образовалось более низ-
кое давление, то жидкость в приемнике продолжала бы кипеть
и переходить в пар, а пар, заполняющий трубопровод и трубку
Бурдона, переходил в жидкость. При этом давление в си-
стеме повышалось бы до тех пор, пока весь пар в трубопроводе
и трубке Бурдона не перешел в жидкость. Такое состояние
является равновесным для всей системы, причем давление в
системе определяется только температурой приемника. Таким
образом трубопровод и трубка Бурдона всегда заполнены
жидким хлорметилом, так как их температура ниже темпера-
туры приемника.
Хотя из сказанного следует, что величина объема внутри
трубопровода и трубки Бурдона не имеет особого значения,
все же этот объем берут наименьшим из следующих сообра-
жений. При изготовления паровых термометров количество
хлорметила, вводимого в систему, должно быть вполне опреде-
ленным. Часть этого хлорметила при нагреве приемника ухо-
дит на заполнение трубопровода и трубки Бурдона. Остальная
чгсть жидкости, остающаяся в приемнике, должна быть такой,
чтобы при наивысшей температуре, измеряемой термометром,
в приемнике оставалась неиспарившаяся жидкость. Поскольку
термометры выпускаются с трубопроводами различной длины,
их следовало бы заполнять различным количеством хлорметила,
что усложнило бы изготовление этих приборов. Поэтому при-
меняют соединительный трубопровод в виде капилляра и берут
постоянное, одинаковое количество хлорметила, пренебрегая
объемом жидкости, заполняющей капилляр.
Паровые термометры с хлорметилом (фиг. 68) изготовляют
с диапазоном показаний от 0 до+125° С.
На приборной доске самолета термометры располагают в
группе моторных приборов.
Трубопроводы прокладывают весьма осторожно, так как ма-
лейшее нарушение герметичности проводки приводит к порче
прибора; нельзя также скручивать трубопровод вокруг его
оси.
Приемник крепится в специальном штуцере, предусмотрен-
ном в конструкции двигателя. Фланец приемника притягивают
гайкой к штуцеру доотказа. При этом обязательно придержи-
вают приемник ключом во избежание перекручивания трубо-
86
Глава третья. Манометрические приборы
•о
	i A i i I >.
	Г. Q Ш ф XI О.
о	? 2 ю о *-t с "^       О)   1          1
ё со	3S&i"J. 2 о 1 "1 " *"
о	1 VO Ь. Я --    .
0,	' 1   . "- Э "
ИЗ	*"   1   СО "   |   И
д	-"= s -Г 1 -4
	W      О      *О CQ   .
нструкция :рмометра:	ajja-'ss -в р >, -я   " О Л т^Н&з " с " s" | -1 .-Tis^s i^.e-iYoS
0  V	а; а 1 г ?2 •=: х
* н	s к-i о^ к a ф =-    oa  _ а* м
	S3  - о те н Я
со (О	HillT "-IE-!*
U к о	Ц1^й те г ._, -и    а
	"чй^.ао.
	|   ф X "5 О О
	**1 Н 0 М Н К
§ 12. Паровой термометр
87
провода. Для герметичности соединения под фланец кладут
фибровую прокладку.
Лабораторная проверка. Погрешности термометров
определяются сравнением их показаний с показаниями эталон-
ного ртутного термометра при нагреве.
Термометры нагревают при помощи специальной установ-
ки- термобани (фиг. 69). Термобаня представляет собой бачок,
заполненный водой (для проверки термометров до 100° С) или
Указатель
Приемник-
Вода или масло-
Тепло изоляция -
мешаема •
ч Клеммы offospeffa
Фиг. 69. Принципиальная схема термобани.
иаслом (для проверки свыше 100°С). Стенки бачка выполня-
ются из теплоизоляционного материала. Под дном бачка рас-
полагают электрообогрев, состоящий обычно из двух секций,
которые можно включать параллельно или последовательно для
получения более или менее интенсивного нагрева.
При испытаниях термометров в термобане необходимо не-
прерывно перемешивать жидкость. Для этого внутри термобани
расположена мешалка вентиляторного типа, которая приводит-
ся в действие вручную или электромотором.
Постоянная температура, необходимая для отсчета показа-
ний термометра, поддерживается путем периодического включе-
ния и выключения электрообогрева. Однако при этом темпера-
тура термобани несколько колеблется вследствие ее тепловой
инерции. Для устранения этого недостатка применяются спе-
циальные терморегуляторы.
При отсутствии терморегулятора целесообразно включать
последовательно с обогревом реостат, при помощи которого
88  _______    Глава третья. Манометрические приборы    _______^___
достигается тепловой баланс термобани и устанавливается по-
стоянная температура.
Перед отсчетом показаний термометров необходимо делать
задержку на каждой температуре в течение 5-10 мин. Допу-
стимые ошибки термометров составляют+5° С.
§ 13. Трехстрелочный индикатор
Назначение. Трехстрелочный индикатор объединяет в
одном приборе показания манометров масла и бензина и тер-
мометра. Термометр трехстрелочного индикатора можно исполь-
Фиг. 70. Трехстрелочный ивдикатор.
зовать для измерения температуры масла или охлаждающей
жидкости.
На общем циферблате прибора нанесены три шкалы: мано-
метра масла - от 0 до 15 ат, манометра бензина - от 0 до
0,8 ат и термометра - от 0 до 125°; по каждой шкале пере-
мещается своя стрелка (фиг. 70). Шкалы расположены таким
образом, что при нормальных значениях измеряемых величин
стрелки образуют фигуру в виде опрокинутой буквы Т. Это зна-
чительно облегчает наблюдение за прибором; летчику не нужно
всматриваться в показания каждой стрелки, а достаточно об-
щим взглядом оценить правильность взаимного расположения
стрелок.
Конструкция. Трехстрелочный индикатор (фиг. 71) со-
стоит из трех независимо работающих механизмов, объединен-
ных в одном корпусе. Механизмы смонтированы на общем
основании индикатора JH регулируются независимо друг от дру-
га. Механизм термометра по принципу действия и конструкции
ничем не отличается от механизма парового термометра, опи-
санного выше. Трубка Бурдона также сообщается трубопрово-
дом с приемником, заполненным хлорметилом. Механизмы ма-
нометра бензина и манометра масла одинаковы по конструкции
42 4',
Фиг. 71. Конструкция трехстрелочного индикатора:
1-основание трубки Бурдона термометра, 2-тяжок, 5-хвосто-
вик сектора, 4-ось сектора, i-сектор, 6-трубка Бурдона,
7-аребенка основания, 8 - регулироьочные винты, 9-трибка,
М-волосок, Л-стойка, 12-ось стрелки, 23-аппендикс труб>-
провода, 14-предохранительная медная плетка, 15-спиральная
пру-киня; 7б-медная оплетка. 17-капилл р, 18 -а делка оплет-
ки, 19-головка приемника, SO-накидная гайка, 21-трубка при-
емника, 22-хлормет! л, 23-тр>бки Бунд -на манометров,
Si- основание трубки Бурдона, 25- тяжок, 26-хвостовик секто-
ра, 27- сектор, 28-волосок, 29-трибка. SO-ось стрелки,
31-основание механизма, 32-пластинк • механизма манометров,
33-шкала, 34-штуцер, 35, 37-трубопровод, 36-гайка, 38-мед-
ная оплетка, 39-прижимное кольцо, 4(7-стекло, 41-корпус,
^2-рант, 43-пластинка механизма аэротермометра.
"л
!
•н
^i
§
о
я
I ж
is
I
*
I
?
90    ________Глава третья. Манометрические приборы___________
и по принципу действия не отличаются от аналогичных прибо-
ров, описанных выше.
В одном типе трехстрелочного индикатора корпус негерме-
тичен и сообщается с кабиной самолета, в другом - корпус гер-
метичен и снабжен дополнительным штуцером.
Трехстрелочные индикаторы снабжены приемниками для ма-
нометра масла. Конструкция этого приемника и соединительного
трубопровода такая же, как у отдельного манометра масла с
приемником.
\SL........................      '                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                 J
Фиг. 72. Кассетный трехстрелочный индикатор.
Кассетный трехстрелочный индикатор. Не-
достатком описанного трехстрелочного индикатора является
трудность демонтажа и замены прибора при отказе в работе
какого-либо элемента. Более удобен в этом отношении кассет-
ный трехстрелочный индикатор (фиг. 72 и 73), дающий воз-
можность заменять любой из трех элементов. В случае поломки
термометра или манометра масла соответствующий измери-
тельный элемент заменяется вместе со своим приемником.
В отличие от предыдущего типа кассетный трехстрелочный
индикатор имеет горизонтальные профильные шкалы, располо-
женные друг над другом. В общем каркасе / при помощи кре-
пежных гаек 2 монтируются три плоские кассеты. Любую кас-
сету можно заменить независимо от двух других.
Манометр масла работает следующим образом. Давление
от приемника масла передается через трубопровод 3 трубке
Бурдона 4. Под влиянием давления конец трубки Бурдона пе-
ремещается и через тягу 5 поворачивает поводок 6, располо-
женный на общей оси со стрелкой 7. Люфты в шарнирах вы-
бираются волоском 8.
§  13. Трехстрелочный индикатор_________                                                                                                                         91
Приемник манометра масла идентичен такому же прием-
нику, описанному выше. Система заполняется толуолом через
капиллярный трубопровод 9, после чего конец его запаивают.
Термометр. Давление насыщенных паров, возникающее
в приемнике при изменениях температуры, передается через ка-
Фиг. 73. Конструкция кассетного трехстрелочного индикатора:
1-каркас (корпус), 2-крепежные гайки, 3-капиллярный трубопровод, 4 -трубки
Бурдона маномеира масл), 5-тяга, 6-поводок, 1-стрелка манометра масла, S -воло-
сок, 5-аппендикс трубопров! да, 10-трубка Бурдона термометра, Л-гребенка,
12- штуцер манометра бензина, 13-сдвоенная коробка манометра бензина, Н-пру-
жинящий крючок, 15-стойла, 16-поводок, 17-тяга, И-стрелка манометра бензина,
19-волосок.
ииллярный трубопровод трубке Бурдона 10. Передача движения
от трубки Бурдона к стрелке происходить так же, как в мано-
метре масла. Для выравнивания шкалы термометра служит так
называемая гребенка 11, представляющая собой неподвижное
полукольцо, окружающее трубку Бурдона. Регулируя винты,
ввернутые в гребенку, изменяют момент соприкосновения труб-
ки с винтами при распрямлении трубки, чем достигается нуж-
ный характер шкалы. Приемник термометра также аналогичен
•писанному ранее.
92
Глава третья. Манометрические приборы
Манометр бензина. Давление бензина передается в шту-
пер 12, а затем через соединительный трубопровод сдвоен-
ной манометрической коробке 13. Последняя связана с пружи-
нящим крючком 14, конец которого закреплен в стойке 15. При
перемещении центра коробки под действием давления крю-
чок 14 изгибается и посредством поводка 16 передвигает тя-
гу 17, шарнирно связанную со стрелкой 18. Люфты в передаче
выбираются волоском 19.
Трехстрелочные индикаторы испытываются и монтируются
на самолете аналогично описанным выше манометрам и термо-
метрам.
§ 14. Мановакуумметр
Назначение. Мановакуумметр применяется для контро-
ля давления горючей смеси во всасывающей трубе двигателя.
Принцип действия.
Мановлкуумметр работает по
принципу металлического ба-
рометра с анероидной короб-
кой (см. фиг. 50) и измеряет
абсолютное давление горючей
смеси во всасывающей трубе.
Схема включения мановаку-
умметра показана на фиг. 74.
Герметичный корпус прибора
сообщается со всасывающей
трубой двигателя. При изме-
нении давления наддува ме-
няется прогиб анероидной ко-
робки, и передаточный меха-
гг
Фиг. 74. Схема включения мановаку-
умметра:
1-поплавковля камера карбюратора,
2-нагнетатель, 3-прибор.
низм передвигает стрелку, ука-
зывающую на шкале величину
давления наддува. Когда дви-
гатель не работает, давление во всасывающей трубе равно атмо-
сферному.
Конструкция. Применявшиеся ранее мановакуумметры
двух диапазонов (фиг. 75) имели одинаковый механизм
(фиг. 76), отличающийся только жесткостью анероидной короб-
ки. График хода коробки мановакуумметра до 1600 мм рт. ст.
показан на фиг. 77.
Анероидная коробка 2 (см. фиг. 76) укреплена нижним
центром на плате /. Верхний центр коробки связан с переда-
точным механизмом, состоящим из двух ступеней передач -
шарнирной и зубчатой. Перемещение верхнего центра коробки
передается валику кривошипа 3 шарнирной тягой 4. Вместе с
валиком 5 поворачивается скрепленный с ним зубчатый сектор
§ 14. Мановакуумметр                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                 93
/, вращающий трибку 8, на оси которой насажена указываю-
щая стрелка 9.
Для компенсации температурных ошибок, происходящих
вследствие изменения упругости коробки, прибор снабжен би-
металлическими компенсаторами первого и второго рода 5 и 6.
Люфты механизма выбирает волосок 10, посаженный на оси
трибки. На шкале 11 мановакуумметра нанесены деления через
20 мм рт. ст. Цифры указывают величину давления в санти-
метрах ртутного столба.
Фиг. 75. Мановакуумметры до 1600 и 2000 мм рт. ст.
В настоящее время механизм мановакуумметра, (см. фиг. 76)
заменен унифицированным механизмом, единым для целого ря-
да приборов манометрической группы (см. § 19).
Лабораторная проверка. Для тарировки и про-
верки мановакуумметров применяется установка (фиг. 78),
снабженная ртутным барометром. Герметичный корпус мано-
вакуумметра и ртутный барометр можно подключать к источ-
нику вакуума или давления при помощи крана-переключа-
теля.
Сначала прибор соединяют с источником вакуума и, дей-
ствуя регулировочным краном, проверяют погрешности мано-
вакуумметра в диапазоне от нормального давления до 300 мм
рт. ст. Затем прибор соединяют с источником давления и про-
изводят аналогичную проверку в диапазоне от нормального
давления до 1600 мм рт. ст. (или до 2000 мм рт. ст.).
Допустимые погрешности мановакуумметра при ,4-15° С на
рабочем участке шкалы (800-1400 мм рт. ст.) составляют
10 мм рт. ст. На остальных точках шкалы погрешности не
должны превышать 20 мм рт. ст. При 1+50 и-45°С допускает-
ся увеличение погрешностей до 20 мм рт. ст. на рабочей части
и до 30 мм рт. ст. на остальной части шкалы.
Вариация манова"куумметра негдолжн'а превышать 10 ммрт.ст.
flOA-B
I
*    2                                                                                                                                                                                                            1
Фиг. 76. Конструкция мановакуумметра:
1-плата,   2-анероилная   коробка,  3- валик  кривошипа,   4-тяга, 5 и в-Яиметалл,
Г-сектор. 8-трибка,  9-стрелка, 10-волосок.   11-шкала,  12-стекли,   73-корпус,
W-штуцер, 15-накидная тайка.
§ 14. Мановакуумметр
95
0,8 0,1 + 0,2 0 Ч Ч аз 0,2 ъ Ъ ^ 0" о,в , 08 1,0 Фиг. 77 Фи]															
				\\											
				\											
			ИН"4+\ Н^И			V									
						Ч									
							\		Да г	вление в <?е/ проверки	№				
								Чг^							
		г л/	00 гв/ге,	и чие	w ВШ	и у рп	ю 1. cm	8С	0	1000     П	00	№00		то    "	
									Ч	s V					С Г,
										X					
										\					
										к					
										HIUH N	\				
										н^н	S	S			
												\			
													\		
										i				Ч	
	. График хода каробкл мановакуумметра до 1600 Ртутный ^^~ барометр Мановайуумметр												л мм рт ]		
	Давление ВаЬуум				-^		^	-^   f И v ---		/ ТройниЬ		:			
										(Ш1	{				
	Иран- / переключатель														
	Иран регулировочный : 78. Схема установки для проверки мановакуумметров.														
96
Глава третья. Манометрические приборы
Важно, чтобы корпус мановакуумметра был достаточно гер-
метичен. При установке на самолете негерметичного мановаку-
умметра в корпус прибора могут проникать пары бензина, ко-
торые конденсируются внутри прибора; при этом мановакуум-
метр дает неверные показания или выходит из строя. Герме-
тичность корпуса должна быть такой, чтобы давление 1600 мм
рт. ст., поданное внутрь корпуса, спадало не более чем на
10 мм рт. ст. в минуту при закрытом штуцере прибора.
Мановакуумметр крепится к приборной доске стандартным
крепежным кольцом диаметром 80 мм и соединяется с двигате-
лем алюминиевой трубкой диаметром 4X6 мм. При монтаже
необходимо обеспечивать герметичность соединений.
§ 15. Гидростатический бензиномер
Назначение. Бензиномер указывает летчику количество
горючего, имеющегося в баках самолета.
На современных самолетах применяются гидростатические
и поплавковые бензиномеры. Последние делятся на механиче-
ские и электрические соответ-
ственно принципу передачи по-
казаний от бака к указателю, ко-
торый устанавливают обычно на
приборной доске самолета.
Шкалы бензиномера зависят
от размеров и формы баков с го-
рючим. Поэтому тарировка шка-
лы tsaB/исит от типа бака, для
которого предназначен прибор.
Принцип действия. Ра-
бота гидростатического бензино-
•мера основана на принципе из-
мерения разности между гидро-
статическим давлением на дне
.бензинового бака и давлением
.на поверхности бензина. На дне
бака действует давление, равное
произведению высоты столба жидкости на удельный вес
этой жидкости. Измеряя разность давлений на дне бака и на
его поверхности, определяем уровень горючего, а следователь-
но, и его количество.
Схема работы прибора показана на фиг. 79. Указатель при-
бора /, являющийся измерителем давления, представляет со-
бой манометр с коробкой Види, которая соединена трубопрово-
дом с приемником 3, выполненным в виде тонкой трубки и по-
груженным в бензиновый бак. В соединительный трубопровод
Фиг. 79. Схема работы гидроста-
тического бензиномера:
1-указатель, 2-насос, 3-датчик.
_____^______§ 15. Гидростатический бензиномер_____                                                                                                                                                                                                              97
включен насос 2. Для того чтобы получить в корпусе указателя
такое же давление воздуха, как на поверхности бензина в баке,
корпус указателя делают герметичным и трубопровод от кор-
пуса выводят вместе с отводной трубкой бензинового бака.
Соединить корпус указателя непосредственно с бензиновым
баком нельзя, так как при фигурных полетах бензин может
попасть в корпус прибора и вывести последний из строя. Кон-
денсация паров бензина в корпусе прибора также может при-
вести прибор в негодность.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                          А
Для определения количества бензина в баке оттягивают руч-
ку поршня насоса на себя доотказа и отпускают. При ходе
поршня цилиндр насоса сообщается под действием ручки с ат-
мосферой, и бензин не засасывается в соединительную трубку.
Когда ручка отпущена, цилиндр насоса разобщается с атмосфе-
рой. Под действием пружины поршень насоса идет обратно и
давлением воздуха вытесняет бензин из трубки приемника.
Когда из трубки вытеснен весь бензин, давление более не по-
вышается и во всей системе устанавливается давление, равное
давлению столба бензина, так как лишний воздух выходит из
трубки в виде пузырьков.
" Установившееся давление, действуя на коробку Види, пере-
дается механизмом указателя на стрелку. Стрелка останавли-
вается против определенного деления шкалы, соответствующе-
го количеству горючего в баке. По прекращении движения
поршня система сообщается через насос с атмосферой, и
стрелка указателя возвращается на нуль. Таким образом при-
бор дает показания только во время движения поршня, т. е.
является прибором с непостоянным показанием.
При наличии на самолете двух одинаковых баков один ука-
затель используют для измерения количества горючего в каж-
дом баке (фиг. 80). Для этого устанавливают кран-переключа-
тель на два положения.
Конструкция. Приемник гидростатического бензиноме-
ра (фиг. 81) изготовлен из медной трубки / сечением 4X3 мм.
Верхний конец трубки оканчивается головкой 2 и штуцером для
присоединения трубопровода. Приемник крепится к горловине
бака посредством фланца 3. Нижний конец трубки оканчивает-
ся специальным цилиндрическим бачком 4, имеющим несколько
отверстий малого диаметра. Бачок располагается на расстоя-
нии 15 мм от дна бензинового бака во избежание засорения
отверстий. Бачок приемника служит для смягчения резких из-
менений давления, которые могут возникнуть в полете в ре-
зультате больших ускорений.
Медная трубка приемника заключена в латунную трубку 5,
предохраняющую приемник от изгибов и повреждений. Длина
приемника зависит от глубины бензинового бака.
7    Приборы на самолете
98
Глава третья. Манометрические приборы
Внутренний объем медной трубки приемника и соединитель-
ного трубопровода не должен превышать объема насоса. В про-
тивном случае хода поршня насоса нехватит для вытеснения
столба бензина из приемника, и прибор даст неверные пока-
зания.
В другой конструкции приемника медная и латунная трубки
(фиг. 81,а) заменены одной латунной трубкой трехгранного
Фиг. 80. Схема измерения количества горючего
в двух баках одним указателем и переключателем:
'ЗУказатель. 2-насос, 3-переключатель, 4-бензиновые баки,
5-выводная трубка баков, б-статическая трубка указателя./
Фиг. 81. Приемник
гидростатического
бенэишмера.
сечения (фиг. 81,6). Такая форма трубки обеспечивает проч-
ность приемника при малом внутреннем объеме его.
Насос бензиномера (фиг. 82) состоит из латунного цилинд-
ра /, заканчивающегося с одной стороны коническим дном 2
с укрепленным в нем тройниковым штуцером 3. На верхней
части цилиндра укреплен фланец 4 с тремя отверстиями для
крепления насоса к приборной доске. Цилиндр насоса закры-
вается конической крышкой 5 с отверстием для прихода штока
насоса 6.
Шток имеет головку 7 для оттягивания поршня в крайнее
положение. Поршень насоса снабжен пропитанной маслом ко-
жаной манжетой 8, которая обеспечивает герметичность между
поршнем и стенкой цилиндра. На шток поршня надета сильная
§ 15. Гидростатический бензиномер
^ЩЖ
XffWffMutejS^r^' К измерителю
ч       '
•*         V
Фиг. 82. Насос гидростатического бензиномера.
_99
j
7*
100                                                                                                                                                                                                                                                                     Глава третья. Манометрические приборы
пружина 9, упирающаяся одним концом в упорную шайбу 10,
а другим - в коническую крышку насоса. Эта пружина возвра-
щает поршень насоса в нормальное положение после оттяги-
вания.
В центральной части поршня помещен конический клапан
штока 77. Если тянуть за ручку насоса, то конический клапан
открывает отверстие, соединяющее пространство над поршнем
с пространством под поршнем насоса. Но как только головка
отпущена, пружина прижимает конус клапана, клапан закры-
вается, и насос в своем движении нагнетает воздух в систему
бензиномера.
В нижней части насоса имеется коническое отверстие, за-
крываемое коническим клапаном-демпфером. Клапан-демпфер
состоит из конуса 12, внутри которого помещен капилляр -
стеклянная трубка 13 с очень малым внутренним диаметром.
Клапан-демпфер имеет специальную пружину 14, прижимаю-
щую поверхность клапана к коническому отверстию задней
части насоса. Клапан и коническое отверстие хорошо притер-
ты, поэтому воздух, подаваемый насосом, может проходить
только через капилляр. Благодаря малому отверстию капилля-
ра воздух проходит в систему бензиномера медленно.
При оттягивании голбйки насоса конус штока приподни-
мается. Воздух, находящийся в обойме насоса над поршнем,
переходит через конический клапан в образовавшуюся полость
под поршнем. Под действием своей пружины клапан-демпфер
закрывает пробкой 15 отверстие в корпусе конуса, и воздух
из системы и пары бензина из датчика бензиномера не могут
попасть в полость насоса. При обратном ходе поршня кониче-
ский клапан в поршне закрывается, и воздух из полости на-
соса проходит через капилляр в систему бензиномера (в датчик
и указатель).
В конце хода поршня гайка штока 16 ударяет по выступаю-
щей головке клапана-демпфера. Так как пружина штока силь-
нее пружины клапана-демпфера, то коническое отверстие в кор-
пусе конуса открывается, а отверстие, соединенное с датчиком
бензиномера, закрывается пробкой 15. Для того чтобы клапан-
демпфер выталкивался более четко, внутренний диаметр кор-
пуса насоса в конце несколько увеличен. В момент удара слы-
шен характерный щелчок. После того как клапан-демпфер вы-
толкнут, герметичность системы бензиномера нарушается, давле-
ние в системе падает, и стрелка указателя возвращается на
нуль.
Указатель (фиг. 83) состоит из коробки Види, действующей
через передаточный механизм на стрелку. Конструкция переда-
точного механизма такая же, как у мановакуумметра, за
исключением биметаллических компенсаторов, которых здесь
§ . 15. Гидростатический бензиномеп                                                                                                                                                                                                                                                                                                                      \Q\
нет. Коробка В иди укреплена нижним жестким центром на
плате. Ход верхнего подвижного жесткого центра передается
стрелке через передаточный механизм, состоящий из шарнирной
и зубчатой передач. Шарнирная тяга передает перемещение
центра коробки валику кривошипа, с которым скреплен зубча-
тый сектор. Сектор сцеплен с трибкой, на оси которой укреп-
лена стрелка, перемещающаяся по шкале, разградуированной
в килограммах горючего. На оси стрелки имеется волосок, слу-
жащий для уничтожения люфтов в механизме.
'Д
\У
"^
Фиг. 83. Указатель гидростатического бензиномера.
Корпус прибора является статической камерой указателя и
снабжен двумя выведенными наружу штуцерами. Динамический
штуцер с отметкой "ДН" сообщается трубкой с внутренней
полостью коробки Види и служит для присоединения трубопро-
вода, ведущего к насосу. В этот штуцер вставлен капилляр,
который является демпфером, не допускающим в коробке .Види
резких изменений давления. Статический штуцер с пометкой
"С.Т" сообщается с корпусом и предназначен для присоедине-
ния трубопровода, выводимого вместе с дренажным трубопро-
водом из бензобака.
Кран-переключатель должен обеспечивать полную герметич-
ность системы и не должен перекрывать двух баков одновре-
менно, так как в этом случае весь воздух, подаваемый насосом
в систему бензиномера, пойдет в коробку Види, перегрузит ее
и выведет из строя. Если же оба датчика будут открыты одно-
временно, то показания указателя будут неверны.
Проверяют бензиномер, контролируя заливку горючего в
бензиновые баки самолета, поставленного в линию полета. В
пустой бак заливают горючее порциями по 10-20 л.
Перед установкой бензиномера на самолете следует прове-
рить по надписи на шкале указателя и на головке датчика,
предназначен ли прибор для баков самолета данного типа.
Датчик вставляют в горловину бака и плотно притягивают фла-
нец головки к гнезду специальной гайкой. Для герметичности
псд фланец кладут кожаную двухмиллиметровую прокладку.
102_________Глава третья. Манометрические приборы___________
Штуцер насоса, имеющий обозначение "И", соединяется
трубопроводом с измерителем, а штуцер, обозначенный бук-
вой "П", - с приемником. Насос рекомендуется монтировать
как можно ближе к указателю (под ним), имея в виду, что
поршень насоса выдвигается примерно на 75 мм. Прибор кре-
пится к приборной доске при помощи стандартного кольца.
Точность бензиномера при комнатной температуре колеблет-
ся от 2 до 5<Уо в зависимости от длины трубопровода, конфигу-
рации баков, удельного веса горючего и количества горючего
в баках.
Тарировка и проверка бензиномера на заводе осуществля-
ются по схеме, аналогичной проверке манометра бензина. Эта-
лонный манометр отградуирован при этом не в единицах давле-
ния, а в килограммах горючего в соответствии с тарировочной
кривой того бензобака, для которого предназначен бензиномер.
§ 16. Указатель скорости
Назначение. Указатель скорости измеряет скорость дви-
жения самолета относительно воздуха; эта скорость называет-
ся воздушной скоростью.
Указателем скорости летчик пользуется для пилотирования
самолета, а штурман - для аэронавигационных целей.
Самолет держится в воздухе, если его воздушная скорость
не ниже некоторой минимальной скорости (глава первая, § 1).
Эта минимальная скорость у земли для различных' самолетов
колеблется в пределах 60-150 км/час. При полете с меньшей
скоростью самолет теряет устойчивость и переходит в штопор.
Указатель скорости своевременно предупреждает летчика о по-
тере самолетом скорости.
Минимальная скорость полета зависит от плотности воздуха.
G увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается,
а минимальная скорость увеличивается. Однако показания ука-
зателя скорости также зависят от плотности воздуха, и при
минимальной скорости полета на любой высоте прибор показы-
вает одну и ту же скорость, равную минимальной скорости
полета у земли. Это облегчает летчику управление самолетом,
так к^к ему достаточно знать, какая минимальная скорость по-
лета допустима у земли, и следить, чтобы указатель скорости
на любой высоте показывал не меньшую скорость. На практике
скорость полета приближается к минимальной только при по-
садке.
Указатель скорости указывает истинную воздушную ско-
рость только в определенных условиях полета: при давлении
воздуха 760 мм рт. ст. и температуре 15° С. Для определения
§ 16. Указатель скорости
103
истинной воздушной скорости в других условиях полета штур-
ман вводит поправку к показаниям прибора на давление и
температуру воздуха.
Принцип действия. В основе работы указателя ско-
рости лежит метод измерения давления, создаваемого встреч-
ным потоком воздуха в трубке, расположенной в этом потоке.
Трубка располагается параллельно оси самолета открытым
концом навстречу потоку воздуха (фиг. 84). Другой конец

&--*•
Поток
воздуха
Манометр
Фиг. 84. Принципиальная схема указателя скорости.
трубки соединен с металлическим манометром, измеряющим
относительное давление внутри трубки.
По законам аэродинамики давление в трубке равно сумме
статического давления и скоростного напора.
Статическим давлением называется давление газа, находя-
щегося в покое. Атмосферное давление воздуха является ста-
тическим давлением.
Скоростным напором, или динамическим давлением, назы-
вается произведение
1/2
РТ'
где р - плотность воздуха;
V - скорость движения потока относительно трубки.
Таким образом абсолютное давление внутри трубки равно
Р = Ръ+9
1/2
где р0 - статическое давление воздуха.
Ш4__________Глава третья. Манометрические приборы________
Давление, создаваемое в трубке, передается во внутреннюю
полость коробки Види. Если внешнее давление на коробку Ви-
ди равно атмосферному давлению, т. е. р", то давление, ко-
торое укажет манометр, равно скоростному напору, так как
V2
Р-Ро=*?-?-''.
Благодаря этому можно протарировать шкалу манометра в
зависимости от скорости воздушного потока, равной скорости
движения самолета относительно воздуха. Эта тарировка будет
верна только при постоянной плотности воздуха р. Приборы
тарируют при плотности воздуха, соответствующей давлению
760 мм рт. ст. и температуре 15° С1. Такие условия называ-
ются нормальными. При отклонении от этих условий появляет-
ся ошибка в показаниях указателя скорости.
При подъеме на высоту плотность воздуха уменьшается, следовательно,
при одной и той же воздушной скорости скоростной напор на высоте будет
меньше и прибор покажет скорость меньше фактической.
Допустим, что на высоте Я давление и абсолютная температура рав-
ны />" и Г".
Плотность воздуха на этой высоте будет равна
PH=PO_^JL,
РО      -н
где ро - плотность воздуха при нормальных условиях, равная 0,125 кесек-/М*;
ро-нормальное давление на уровне моря, равное 760 мм рт. ст.;
То-273+15=288°-нормальная температура в абсолютных градусах.
Скоростной напор, измеряемый указателем скорости, будет равен
где Уист-истинная воздушная скорость.
Так как прибор тарируется для ро = 0,125 кг секг/л*, то его показания
при данных условиях полета определяются уравнением
V2
9н=Ро __П?- ,
где Vnp-показание прибора с учетом инструментальных ошибок.
Приравнивая оба выражения <?н. получим
vL~        v
Рн-
откуда
*      ист                                                                                                                                                                             по
П., ________   _^: f\n                                                                                               I
ГН                                                                                                                                                                      fO
У_--=У"р1/1--..
•     Рн
1 Здесь указана температура воздуха; не следует смешивать ее с тем-
пературой ртутного столба, которым измеряют давление (см. стр. 59).
§ 16. Указатель скорости__________105
Выражая р" через температуру и давление, получим окончательное вы-
ражение для истинной воздушной скорости:
•V:
^ист=^пР1/ -^
17 PH-V
Истинную воздушную скорость вычисляют таким образом. Определяют
исправленное значение Упр путем алгебраического сложения инструменталь-
ной и аэродинамической поправок с показаниями прибора. Затем опреде-
ляют давление рн на высоте при помощи высотомера, а температуру Т" -
по термометру наружного воздуха. После этого рассчитывают Уист, поль-
зуясь вышеприведенной формулой.
Существуют указатели истинной воздушной скорости, автоматически ре-
шающие это уравнение путем воздействия высотомера и термометра на ме-
ханизм указателя скорости.
При наличии обычного указателя скорости штурман пользуется для рас-
чета Упст аэронавигационной счетной линейкой (см. § 47). Для этого фор-
мулу приводят к логарифмическому виду
lg Кист= Ig Упр +-f Ig-^-f lg^°   •
/        Ря        -•          * н
При больших скоростях полета (свыше 400 км/час) измеряемая разность
давлений перестает быть пропорциональной произведению pV2, потому что
формула
V2
P - PQ = р-у"   •
была выведена на основании закона Бернулли в предположении, что воздух
подчиняется закону Бойля-Мариотта.
Закон Бойля-Мариотта справедлив прк постоянной температуре (при так
называемых изотермических условиях). При больших же скоростях полета
(практически свыше 400 км/час) частицы воздуха не успевают отдавать теп-
ло, получающееся при их сжатии, и температура воздуха не остается по-
стоянной.
Поэтому для тарировки современного указателя скорости давление рас-
считывают по следующей формуле, в которой учитывается сжатие воздуха:
д-
<-Ро = Ро И
1+^-^-1
2Кр0     /
где р-ро - разность давлений в манометре, кг/ж2;
ро - статическое давление, кг/м-;
?
К= -=1,4 - отношение теплоемкостей воздуха при постоянном давлении и
с"
постоянном объеме;
р-плотность воздуха, кгсек-JM*;
V-воздушная скорость, м/сек.
При нормальных условиях ро= 10 332,3 кг/м- (соответствует 760 мм рт. ст.);
р = 0,125 кгсек'Чм*.
При этих значениях формула для тарировки принимает вид
/7-/70=10 332,3[(1 + 1,72828-lO-6V2)3'5-!].
106   ________Глава третья. Манометрические приборы
Если скорость выражена в км/час (V км/час~3,6Ум/сек), а давление
в мм вод. ст. при стандартной плотности воды, соответствующей 4° С (см.
, -стр. 59), то формула примет следующий вид:
р-ро = 10332,58 [(1+0,13332-КГ6 I/2)3'5-!].
По этой формуле подсчитана аэродинамическая таблица для скоростей
до 1000 км/час (приложение 1). В аэродинамической таблице указаны так-
же значения давления в мм рт. ст. и мм вод. ст. при 20° С, так, как при-
боры тарируются при комнатной температуре.
Трубка Пито. Трубка Пито (фиг. 85-86) является
приемником указателя скорости. Помещается она во встречном
потоке воздуха и воспринимает полное ' и статическое давле-
ние последнего.
В отличие от трубки, изображенной на принципиальной схе-
ме указателя скорости (см. фиг. 84), трубка Пито имеет до-
полнительное устройство для передачи статического давления
воздуха в измерительный манометр. Необходимость такого
устройства вытекает из следующего. Если корпус прибора, в
котором помещена коробка Види, оставить открытым, то давле-
ние снаружи на коробку не будет равно статическому давле-
нию воздуха, так как струи воздуха, обтекая фюзеляж с боль-
шой скоростью, имеют пониженное давление и через щели
создают разрежение в кабине самолета.
В некоторых случаях в кабине может быть избыток давле-
ния, например, если кабина помещена в носовой части само-
лета и имеет спереди щели.
Так как коробка Види измеряет разность давлений внутри
и вне ее, то в первом случае прибор покажет большую скорость,
чем действительная, а во втором - меньшую. Поэтому коробку
Види помещают в герметический корпус, куда передается ста-
тическое давление, воспринимаемое трубкой Пито. Это давле-
ние используют не только в указателях скорости, но также в
высотомерах и вариометрах.
Принципиальная схема включения трубки Пито изображена
на фиг. 87. Трубка Пито имеет динамическую трубку /, вос-
принимающую сумму статического и динамического давления.
Суммарное давление передается по динамическому трубопро-
воду 2 (см. фиг. '86) в полость коробки Види.
Для получения статического давления динамическая трубка
окружена цилиндрическим чехлом, имеющим по окружности
отверстия 3 (см. фиг. 87), которыми камера 5 (см. фиг. 86) со-
общается с внешней атмосферой. Так как отверстия располо-
жены на цилиндрической поверхности, то поток не оказывает
на них динамического давления и, следовательно, в камере 5
1 Полным давлением называется сумма статического и динамического
давления.
§ 16. Указатель скорости
107
3"
5&
< Н I 5S
2: о IQ н
s      я
Ч OJ   • *""
* " Я V
я * g-
1^2"
I ш S     е
" _, и    .
S  В= S
с|ё
м
14.'   в
00
е
v ^ те о О.
>? о 2 о. с
^ • ж. с о
! ою
^?.&
Я ^> Ct*
"ч5р-ь
" О t-
И X Ь"
B-""J
о""**
i'JiSS
Se   u> s*
l-s|
1- ^ н Е
" а у nj
7? °-B
I    S <L) К
>ч О. И Ч
°э-
^.
1
V4U
(c)
108__________Глава третья. Манометрические приборы___________
будет только статическое давление. Это давление передается
по статическому трубопроводу 6 в герметический корпус указа-
теля скорости.
Для борьбы с обледенением трубка Пито снабжена элек-
трообогревателем 4 мощностью около 40 вт. Электрообогрева-
тель работает от бортовой электросети и включается по усмот-
рению летчика. При перегорании элемент обогрева можно за-
менить.
Динамическое давление, воспринимаемое трубкой Пито,
может несколько отличаться от расчетной величины, указан-
ной в аэродинамической таблице (приложение 1). При этом
в показаниях указателя скорости появляется погрешность, ве-
личина которой определяется так называемым аэродинамиче-
ским коэфицигнтом трубки Пито. Этот коэфициент равен от-
ношению действительного перепада давлений, воспринимаемо-
го трубкой Пито, к расчетной величине перепада давлений.
Если аэродинамический коэфициент больше единицы, то
указатель скорости дает повышенные показания; если коэфи-
циент меньше единицы, то показания будут занижены.
ГОСТ устанавливает допустимые отклонения аэродинамиче-
ского коэфициента трубки Пито в пределах 0,96-1 при на-
правлении воздушного потока вдоль оси трубки.
Когда воздушный поток не направлен вдоль оси трубки Пи-
то, например, при полете самолета с большим углом атаки, мо-
гут быть дополнительные погрешности в показаниях указателя
скорости.
Однако в этом отношении отечественная трубка Пито по
своим качествам значительно выше иностранных образцов
(фиг. 88). Из приведенного графика видно, что отечественная
трубка Пито вносит дополнительные искажения в показания
указателя скорости не более чем на ±2°/о при изменении угла
притекания струи от 0 до 25°.
Во избежание появления дополнительных погрешностей в
показаниях указателя скорости трубка Пито монтируется па-
раллельно хорде крыла самолета в отдалении от струи винта
и частей самолета, искажающих поток воздуха. Непараллель-
нссть трубки Пито хорде крыла не должна превышать ±2° в
любом направлении.
Трубку Пито крепят при помощи дуралюминовой трубы на-
ружным диаметром не более 30 мм. Конец трубы стачивается
ка конус на длине 10 мм до диаметра 29,7 мм (фиг. 89,а). Это
делают для того, чтобы кромка трубы не выступала над по-
верхностью трубки Пито, так как в противном случае увеличи-
вается давление в статической камере.
На одномоторных самолетах дуралюминовую трубку консоль-
нс укрепляют в носке крыла с выносом вперед, не менее чем
§ 16. Указатель скорости
109
на 50% местной длины хорды крыла (фиг. 89,6 и в) с отклоне-
нием не более ±15 мм. При этом трубка Пито должна нахо-
диться вне зоны влияния винта, но не ближе к концу крыла
чем на Vio размаха крыльев самолета.
Дополнительные погрешности указателя скорости могут воз-
никать также вследствие негерметичности статической камеры
Относительный скоростной напор ^ 0 Ci 5-> 0- 0" "-" .л * "•< с* IQ <-> -" "<> •**																					А м°
			Груб/fa О/			"iginal		ffr/t	bfi												
		/	~оуб/<а Азиата						>	*^	**~					^^	*^.	^^.-			
							^х, X"	•?	^-*	**	Vei ?j	Ы 1	/7^/	челе	ини> 3	7 СП 0°	7РУ1	^Х, ? -	X		
	--5	•я	,_" -МИ	•ей •-=	ss^a-:		р^*"'	••----•	•--•• *•""	=--										ч	
					••- и.	•• ••	•--,	--.					--	->.							
			\								~~--	-**.	-^			""X	"--,,				
				\	\		?	Imevecmse/i mpyffAa			наь	/		-^	*•**			^Хц			
																*	•"	>.		V	
						\					TpyBkot HplLsman-'						-^		'\	х>>	
							\		Трь	ff/fC	'. Р	'^/7<	,ег								
							\	у													
								\													
Фиг.  88.  Зависимость относительного  скоростного напора трубок
Пито от угла протекания потока воздуха.
трубки Пито, а также при неправильной установке трубки. Гер-
метичность статической камеры должна быть такой, чтобы
давление, созданное внутри этой камеры и равное 200 мм рт. ст.,
спадало за 3 мин. не более чем на 5 мм. рт. ст.
При стоянке самолета на земле трубку Пито закрывают
чехлом, предохраняющим ее от засорения. Чехол имеет вымпел
(флажок), предупреждающий экипаж о необходимости снять
чехол перед вылетом.
Конструкция указателя скорости. Применяе-
мые указатели скорости бывают следующих диапазонов: 1) с
диапазоном показаний 50-350 км!час (УС-350) (фиг. 90,а);
2) с затухающей шкалой с диапазоном показаний 80-800 км/час
(фиг. 90,6). Конструкция этих приборов построена на базе
унифицированного механизма (см. § 19). Здесь дается описание
поежнего типа механизмов УС-350 и УС-800.
по
Глава третья. Манометрические приборы
Указатель скорости УС-350 (фиг. 91). Передаточный ме-
ханизм от коробки Види к стрелке состоит из двух сту-
пеней: шарнирной передачи и сектора с трибкой. Прибор рабо-
тает следующим образом. Под действием разности давлений
коробка Види 1 прогибается и перемещает припаянный к ней
а
fltfi+ifijUt						
						
	-SJU "70"		%   -		tv. 0 Э* О	
			§ *   ,,		i? 1 о	
Ъ-мвстная щ		rfa Крыла   - -		10		
Конец трубы cm overt
mkoHHc с $ 30 на ф29,7на длине Юлин
(L5l±1S
Продольная ось самолета
Про Зольная ось cgjHQJisma
I-размах самолета Ъ ^местная хорда Ьрыла
Фиг. 89. Установка трубки Пито на самолете.
центр 2. Движение центра через тягу 3 и кривошип 4 пере-
дается валику 5. При этом валик поворачивается вместе с за-
крепленным на нем сектором 6. Сектор вращает трибку 7 и
стрелку 8, при помощи которой отсчитывается скорость по шка-
ле 9 прибора. Люфты выбираются волоском 10.
Корпус прибора герметичен. Прибор сообщается с трубкой
Пито посредством двух выводных штуцеров 11 и 12, присоеди-
няемых к статическому и динамическому трубопроводам.
УС-350 регулируют путем изменения передаточного числа
кривошипного механизма. Передаточное число регулируют, из-
меняя рабочее плечо кривошипа при помощи регулировочного
§ 16. Указатель скорости
111
винта, расположенного на валике. Допустимые шкаловые ошиб-
ки УС-350: пр,и +15° С ±6 км/час, при rf-50 и -45° С
±10 км/час, а при +60° С ±15 км/час.
Герметичность корпуса должна быть такой, чтобы разреже-
ние внутри корпуса, соответствующее максимальному показа-
нию прибора, спадало за одну минуту не более чем на 15 км/час.
Динамическая система указателя скорости должна быть
полностью герметичной.
Указатель скорости УС-800 с затухающей шкалой. По мере
роста скоростей полета соответственно расширяются пределы
Фиг. 90. Шкалы указателей скорости УС-800 в УС-350.
измерения указателя скорости. Это приводит к снижению точ-
ности отсчета скорости, так как на той же длине дуги шкалы
располагается б|ольшее число Делений. Однако очень важно
сохранить точность отсчета, особенно на посадочных скоростях
полета. Это требование удовлетворено в конструкции указателя
скорости с затухающей шкалой УС-800 (фиг. 92). Первая по-
ловина шкалы прибора имеет крупные деления, что значительно
повышает точность отсчета при малых скоростях. Вторая поло-
вина шкалы имеет меньшее расстояние между делениями, бла-
годаря чему прибор работает в большом диапазоне скоростей.
Коробка Види этого прибора состоит из трех мембран. Пере-
даточный механизм связан с внутренней чувствительной мем-
браной. Начиная с некоторой скорости, внутренняя мембрана
ложится на внешнюю жесткую мембрану и прогибается вместе
с ней, чем достигается "затухание" шкалы.
Механизм прибора состоит из шарнирной передачи, сектора
с трибкой и волоска, выбирающего люфт, и действует анало-
гично механизму У6-350.
5       4-
k^SSSNNN^S^S??
Фиг. 91. Конструкция указателя скорости УС-350:
1- коробка Види, 2-центр, 3-тяга, 4-кривошип, 5-валик, 6-сектор, 1-трибка,
в-стрелка, 9-шкала прибора, 10-волосок, 11 и 12-штуцеры.
з
XJ
I
и
§ 16. Указатель скорости
113
Для получения нужного характера шкалы внутренней мем-
бране дается начальный натяг при помощи специального упора.
Корпус прибора герметичен. Прибор соединяется с трубкой
Пито посредством двух штуцеров так же, как и УС-350. Допус-
каемые шкаловые ошибки УС-800 при т-15° С на участке
13
Ш
' Фиг. 92. Конструкция указателя скорости с затухающей шкалой     ; •
УС-800:
1-трехмембранная коробка,  2- тяга,  3- биметаллическая  компенсация,  4- валик,    •
5-сектор, 6-трибка, 7-стрелка, "-упор, 9-волосок, 10- шкала, И-статический
штуцер, 72-динамический штуцер, И-стекло.
шкалы 100-250 км/час составляют ±8 км/час; на участке
400-600 км/час ±10 км/час и на участке 700-800 км/час
+ 15 Ьм/час. При ,+ 50 и -45° С ошибки соответственно уве-
личиваются до ±10, ±15 и ±20 км/час; при -60° G ошибки
по всей шкале могут доходить до ±20 км/час.
Герметичность корпуса УС-800 должна быть такой, чтобы
при разрежении в корпусе, соответствующем максимальной
скорости, показания прибора уменьшались за одну минуту не
более чем на 40 км/час. Герметичность динамической системы
должна быть полная.
о   Приборы иа самолете
114
Глава третья. Манометрические приборы
Двухстрелочный указатель скорости. Высокую точность от-
счета скорости при большом диапазоне измерения дает двух-
стрелочный указатель скорости (фиг. 93).
Прибор имеет две стрелки -• контурную и сплошную. Пер-
вая делает один оборот при увеличении скорости на 100 км/час
и дает отсчет в десятках километров. Вторая стрелка делает
0,1 оборота при увеличении скоростей на 100 км/час и дает
отсчет в сотнях километров.
/<?
/7
,9
'6
8
•ffG
•S
tf
Фиг. 93. Конструкция двухстрелочного указателя скорости:
1-коробка Види, F2-тяга,  5-кривошип,    <(~валик, 5-сектор, в-трибка, ~, I,. 9,
10- шестерни, 11, 12-стрелки. 13-магнит, 14-стерженек, 15 -волосок,  16- плоская
пружина, П -винт, 18-стойка, 19, 20,- штуцеры.
Прибор имеет двойную коробку Види с сообщающимися
полостями. Механизм прибора состоит из шарнирной переда-
чи, сектора с трибкой и перебора из зубчатых колес. Под дей-
ствием разности давлений коробка Види / поворачивает ва-
лик 4 посредством тяги 2 к кривошипа 3. Вместе с валиком 4
поворачивается зубчатый сектор 5, сцепляющийся с триб-
кой 6. Трибка насажена на одной оси с перебором и волос-
ком 15, выбирающим люфты.
Передаточное число от шестерни 8 к шестерне 7 рав-
но 10:1; передаточное число от шестерни 9 к шестерне Ю
равно 1:1. Поэтому стрелка //, связанная с шестерней 7,
вращается в 10 раз быстрее, чем стрелка 12, связанная с ше-
стерней 10. Для приведения стрелок в нулевое положение имеет-
ся неподвижный магнит 13, притягивающий к себе железный
§ 16. Указатель скорости
115
стерженек 14, который отрывается от магнита лри скорости са-
молета 40-60 км/час; после этого прибор реагирует на все из-
менения скорости.
Для получения равномерной шкалы служит плоская пру-
жина 16, упирающаяся роликом в центр коробки Види. Действие
пружины регулируется винтами 17, ввинчиваемыми в CTOUKV 18.
Корпус прибора герметичен и снабжен двумя штуцерами. Один
штуцер соединяет корпус со статической проводкой трубки Пито.
'Коробки Види соединяются штуцером 19 с динамической пр01вод-
кой трубки Пито, а штуцером 20-со< статической проводкой.
1,6 1,в '," I/, \ 1.° ^0,8 ^0,6 **,* 0,1								/	-
							/		
						/			
					/				
				/					
			/						
			/						
		/							
	X	s							
О       200      МО      600      800
Ыорость aJfM/vac-*~
Фиг. 94. График хода коробки
указателя скорости УС-800.
Тарировка и лабораторная проверка ука-
зателя скорости. Ход коробки Види непропорционален
скорости полета (фиг. 94). Поэтому шкалы указателей ско-
рости неравномерны, и деления шкал наносятся индивидуаль-
но для каждого прибора.
Для тарировки и проверки указателей скорости пользуют-
ся установкой (фиг. 95), снабженной двумя контрольными ма-
нометрами - водяным / и ртутным 2. Водяной манометр
предварительно тарируют по скорости в пределах 100-
350 км/час через каждые 50 км/час. Ртутный манометр тари-
руется в пределах 400-800 км]час через каждые 100 км/час.
Манометр тарируют по аэродинамической таблице (приложе-
ние 1).
Водяным манометром пользуются при тарировке УС-350, а
также при тарировке первой половины шкалы УС-800. Прибо-
ры тарируются следующим образом (фиг. 95). Посредством
чгольчатого крана 3 создают поочередно давление, соответ-
116
Глава третья. Манометрические приборы
ствующее точкам 100, 150, 200, 250, 300 и 350 км/час по шка-
ле водяного манометра.
Плавным поворотом рукоятки а, сообщающей систему с
источником давления, повышают давление в системе. Для
снижения давления поворачивают рукоятку б, сообщающую
систему с наружным воздухом (рукоятка а при этом заверну-
та). При установившемся показании водяного манометра нано-
сят соответствующую метку на шкале прибора.
км/час
350-\
300-
250-
200-
150-
100 -
о-*
От источника
давленцр
Фиг. 95. Схема установки для тарировки и проверки указателя
скорости:
1-водяной манометр, 2-ртутный манометр, 3-игольчатый кран, 4-зажим, 5-трой-
ники, б-резиновые шланги.
Для тарировки второй половины шкалы УС-800 отключают
при помощи зажима 4 водяной манометр и пользуются ртут-
ным манометром. В системе создают давление, соответствую-
щее скорости 400, 500, 600, 700 и 800 км/час по шкале ртут-
ного манометра, и наносят деления на шкале прибора.
Промежуточные деления шкалы получают, разделяя нане-
сенные участки шкалы прибора на равные промежутки.
Для проверки готового указателя скорости пользуются та-
кой же установкой, как для тарировки.
Если необходимо очень точно определить поправки прибо-
ра, то удобнее пользоваться манометрами, протарированными
не по скорости, а в миллиметрах водяного столба. В этом
случае в системе создают давление по шкале указателя ско-
§ 16. Указатель скорости
117
роста, причем стрелку прибора устанавливают точно у деле-
ния шкалы. Показание манометра отсчитывают в мм вод. ст.
и вычисляют соответствующую величину скорости по аэро-
динамической таблице.
Поправка прибора в данной точке равна алгебраической
разности между фактическим значением скорости и показа-
нием указателя скорости на той же точке. Поправки опреде-
ляют сначала при повышении скорости до максимума, а затем,
ЗаЛим
а
Статический штуцер
Hucmovm/ry
разрешения
ЗосАим
Динамический "штуцер
От источника
давления
Фиг. 96. Схема проверки указателя скорости на герметичность:
о-проверка герметичности корпуса, б-проверка герметичности коробки Види.
после 15-минутной выдержки, - при снижении скорости; ре-
зультаты заносят в аттестат прибора. Разница между поправ-
ками, полученными при прямом и обратном ходе (вариация),
не должна превышать 6 км/час для УС-350 и 10 км/час
для УС-800.
Герметичность указателя скорости проверяют по схеме, по-
казанной на фиг. 96. Для проверки герметичности корпуса
(см. фиг. 96,а) в нем создают разрежение, при котором стрел-
ка прибора укажет максимальную скорость. Затем посред-
ством зажима отключают прибор от установки и в течение
одной минуты определяют уменьшение показаний прибора,
которое не должно превышать 15 км/час для УС-350 и 40 км/час
для УС-800.
При проверке герметичности динамической системы
(см. фиг. 96,6) внутри коробки Види создают давление, также
соответствующее максимальному показанию прибора. После
И8__________Глава третья. Манометрические приборы_________
отключения прибора его показания не должны изменяться в
течение одной минуты. Испытание на герметичность ведут при
постукивании по корпусу прибора. Герметичность следует
определять до проверки инструментальных ошибок прибора.
Указатель скорости крепится на приборных досках летчи-
ка и штурмана при помощи стандартного крепежного кольца
диаметром 80 мм. Длина проводки практически не влияет на
запаздывание показаний прибора. От одной трубки Пито мо-
гут работать несколько указателей, так как расход воздуха
в приборах равен нулю.
При негерметичности в соединениях, особенно в динами-
ческой проводке, возникает поток воздуха, создающий пере-
пад давлений в трубопроводе. В результате указатель ско-
рости воспринимает неполное давление, и в показаниях при-
бора возникают ошибки. Герметичность прибора проверяют
до установки его на .самолет в соответствии с существующими
техническими условиями на приборы. Герметичность проводки
проверяют в процессе прокладки трубопровода, а также по
окончании монтажа всех приборов, связанных с трубкой Пито.
Проверка указателя скорости на самоле-
т е. Для точного расчета воздушной скорости штурман имеет
график или шкалу инструментальных поправок указателя
скорости (фиг. 97). Эти поправки определяют при лабора-
торной проверке указателя скорости до установки его на
самолет.
При пользовании графиком берут поправку, соответствую-
щую данной скорости, и прибавляют ее к показанию прибора.
При пользовании шкалой определяют исправленное показание
непосредственно по шкале против соответствующего показа
ния прибора.
Инструментальные поправки прибора учитывают ошибки,
возникающие в связи с качеством изготовления прибора и ка-
чеством материалов, из которых сделаны детали прибора.
Вследствие старения материалов инструментальные поправки
с течением времени изменяются, поэтому необходимо периоди-
чески проверять указатели скорости и составлять новые гра-
фики поправок. Такую проверку обычно производят непосред-
ственно на самолете. При этом проверяют одновременно все
указатели скорости, приключенные к одной трубке Пито. Про-
верка сводится к сличению показаний указателя скорости и
эталонного прибора.
В качестве эталонного прибора можно использовать жидко-
стный манометр (водяной, спиртовой или ртутный), оттариро-
ванный по аэродинамической таблице (приложение 1). Однако
применять жидкостные манометры в полевых условиях не-
'удобно; кроме того, водяным манометром нельзя пользоваться
0	
. ,    ,                                100                            200                           300                            ItOO	
II"                                           1       1 1 1    S   •-	,       !              ,   _т-i
1 1+4 --------- , - __,_	
г   - - - -=.:-.- ---•=•- *-"'*"---.-.._	
i^i '	
s^i <j -- -	...    -             -.    •                            ~                                                  •-•-.-.__,__.. ---------- ^.           ,.
^•fe & J? &&   g   -   - -	'V
S        ..... -                .._,_!          1                         _     .   _L_.	1             1
/Л7                            200                           300                           bOO	
ff	
УЧО" /20 T3P It/0 f$0 )S0/70 ISO №02W 2/0 220 Я02М 250 2?02ЮгвО 230 300 310 320 330 3<>0 350 360 370 380 390 bOO b№b2ff ЬЗО U0 Ч'Ш nillMHllll4mi!uulrul"f|l|ll|l'll'll^l^ilnJmilnJn^nnlmJmi!ii Jt^^	
|''Ч''Ч-|'М|1~"|ф"'|"'ф"Ф'"("ифтр^ КО /30 /M ПО /SOW т 'Wm&0&OJ30M02&Jff0?70M>^№3/03203303№3?03f0JW3S03Wb004r0420b30 IT npuf	
Фиг. 97. График (а) и шкала (б) инструментальных поправок указателя скорости.	
120
Глава третья. Манометрические приборы
Эталон
зимой. Поэтому жидкостные манометры применяют в том слу-
чае, когда требуется высокая точность проверки. Обычно же
в качестве эталонного прибора используют указатель скорости,
тщательно выверенный в лаборатории по жидкостному мано-
метру и снабженный графиком поправок. Эталонный прибор
проверяют в лаборатории непосредственно перед проверкой
приборов на самолете. Следует отметить, что нельзя точно
учесть инструментальные поправки указателя скорости, так
как проверка производится при одной температуре, а полет со-
вершается при различных температурах.
Для проверки указателя
скорости на самолете поль-
зуются приспособлением, со-
стоящим из резиновой груши
с нажимным винтом и тройни-
_ктруМе лито ка (фиг_ 08). Один конец
тройника соединяется с гру-
шей, другой-с динамическим
отверстием трубки Пито, тре-
тий -с эталонным прибором.
При помощи нажимного
винта создают давления, соот-
ветствующие различным ско-
ростям (соответственно диапа-
зону указателей скорости,
установленных на самолете).
Через каждые 10-20 км/'час
записывают показания эталона и показания всех указателей
скорости на самолете.
Давление, соответствующее максимальной скорости, выдер-
живают в течение 15 мин., затем его уменьшают и поверяют
показания на тех же точках. Если эталоном является жидко-
стный манометр, то поправка равна разности показаний этало-
на и проверяемого прибора. Если же эталоном служит указа-
тель скорости, то поправка равна разности показаний эталона
и проверяемого прибора плюс поправка эталона на данной
скорости. Для каждой точки выводят среднюю поправку, рав-
ную полусумме поправок при увеличении и уменьшении дав-
ления. По средним поправкам составляют график поправок
указателя скорости.
Указатель скорости, установленный на самолете, может да-
вать неверные показания не только из-за инструментальных
ошибок, но и вследствие искажений, вносимых трубкой Пито.
Для контроля правильности установки трубки Пито проверяют
указатели скорости в воздухе методом мерного километража.
Сущность этого метода состоит в сравнении показаний указа-
Фвг. 98. Приспособления
для проверки указателей
скорости на самолете.
§ 17. Высотомер                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                121
телей скорости с величиной воздушной скорости, которую вы-
числяют, замеряя время прохождения заранее намеченных
мерных участков.
§ 17. Высотомер
Назначение и принцип действия. Высотомер
предназначается для определения высоты полета. Летчик поль-
зуется прибором для пилотирования самолета, а штурман -
для аэронавигационных расчетов.
Щ^^Щ^^Щ
Фиг. 99. Высота полета самолета: относительная, истинная
" абсолютная.
В зависимости от уровня отсчета   различают   следующие-
высоты полета (фиг. 99).
Истинная высота - это высота полета над данной мест-
ностью. При горизонтальном полете истинная высота изменяет-
ся с изменением рельефа местности.
Абсолютная высота - это высота полета над уровнем моря.
Абсолютная высота не зависит от рельефа местности и при го-
ризонтальном полете остается постоянной.
Относительная, высота - это высота полета над каким-либо
условным местом, например, местом вылета или посадки.
Для пилотирования самолета при слепом полете, а также
при аэрофотосъемке и бомбометании нужно знать истинную-
высоту полета.
Для измерения высоты полета применяются барометриче-
ские высотомеры, построенные на принципе измерения стати-
ческого давления воздуха, окружающего самолет. Метод баро-
метрического измерения высоты основан на законе падения;
давления воздуха с увеличением высоты над уровнем моря.
122
Глава третья, Манометрические приборы
Среднее атмосферное давление на уровне моря равно 760 мм рт. ст.
Это давление принято за нормальное. С увеличением высоты над уровнем
моря атмосферное давление уменьшается по определенному закону, связан-
ному с законом изменения температуры воздуха. Температура воздуха
непрерывно понижается с подъемом на высоту до нижней границы стра-
тосферы, после чего остается постоянной или несколько повышается
(фиг. 100).
Действительное распределение температур по высотам может отли-
чаться от закона, показанного на графике фиг. 100. Встречаются слои воз-
Темпера/пура воздх*а°С
-60е  -50' -40"  -30°  -20°   -10°     О
W 1& 16 /4 & >310 §s <J 4* 4 ? 0	И i															
	i 1	\														
	1	\														
	-.{	^	^ 3	^ ц												
					%г_ 'Ч?											
																
			,			-^	^V,									
									^							
										*•>	^	*-*,				
													"*-.	---.	"^ч.	
	50 WO 150 ZOO ZS0300~ 350 WfSO 500 550 600 650 700 750 81 Давление воздуха} #>JH pm. cm.															
+ W° ±20°
Фиг. 100. График зависимости давления и температуры от высоты.
.духа, где температура не изменяется (слой изотермии) или даже повышает-
ся (слой инверсии).
Величина, на которую понижается температура на каждый километр
высоты, называется вертикальным температурным градиентом. Для слоя
изотермии температурный градиент равен нулю, а для слоя инверсии он
имеет отрицательное значение.
Средний температурный градиент определяется по формуле
а=
T0-Tff
Н
где Тй - температура у земли;
Tj] - температура на высоте;
Н - высота в километрах.
Средний температурный градиент имеет определенную величину для
жаждого времени года. Наблюдениями установлено, что среднелетний тем-
шературный градиент равен 8°, а среднезимний 4" на 1 км высоты.
-Среднегодовой температурный, градиент равен 6,5е на 1 км или 0,0065° на 1 м.
Таким образом, зная температуру у земли, можно приближенно пы-
•числить температуру на высоте (до 11 км) по формуле
Т"^Тп-аН.
§ 17. Высотомер
123
Выведем закон изменения атмосферного давления в зависимости от вы-
соты, принимая, что температура воздуха уменьшается по линейному
закону с увеличением высоты от 0 до 11 км, после чего остается постоян-
ной, равной -56,5° С.
При изменении высоты на малую величину dH атмосферное давление
изменяется на величину
dp= - fdH,
де т - весовая плотность воздуха.
Пользуясь законом Клапейрона, можно выразить плотность воздуха
через давление и температуру:
= _Р__
т   кт" '
где р~ давление воздуха;
R - газовая постоянная, равная 29,27 л/°С;
Ту - температура в градусах Кельвина.
Так как мы приняли, что температура изменяется по линейному за-
кону, то температуру на высоте Н можно выразить через температурный
градиент
Тя=Т0-аЯ.
Подставляя в диференциальное уравнение значения f и   Та,  получим
р                                                                                                                                                                                                                                                                          pdH
ар-^Н-пт-/н - ^^
или
*?.
р
d(aH)
aR(aH- Т0)
Интегрируя это уравнение в пределах от р0 до р/[ и соответствен!!.)
от 0 до Н, получим
1 Ри      '  ,  /т    аН\
In - = - In  1 - -   ,
/'о     aR    \       Т0)
откуда
Ря = Ро(1-у)*Л
\       'о/
где Н - высота, м;
рн~ давление на высоте, мм рт.'ст.;
Ро - давление у земли, мм рт.ст.;
Г0 - абсолютная температура у земли, равная 273° 4- t0, где  (Q в гра-
дусах Цельсия;
а - температурный градиент.
Эта формула дает закон изменения давления воздуха с увеличением
высоты до 11000 л". Для высот более 11000 м температура остается по-
стоянной, равной Гц.
Соответственно этому диференциальное уравнение будет иметь вид
dj"=-fdH=-
или
dJL
р
RTn
dH
~RT\^'
-dH
124
Глава третья. Манометрические приборы
Интегрируя это уравнение в пределах от   рп   до р"  и от 11СОО м
до //, получим
Pff___Я-11000
In
откуда
Рп
Pff = Рпе
><тп
_н- IICOD
кг"
где рн - давление на высоте Н;
j",i--давление на высоте 11000 м;
е - основание натуральных логарифмов;
Тп - абсолютная температура на высоте 11000 м, равная 273 + /7i =;
= 273-56,5 = 216,5°.'
Эта формула дает закон изменения давления для высот более 11 000 м.
По приведенным формулам рассчитана так называемая международная
стандартная атмосфера - условный закон изменения атмосферного давления
с изменением высоты над уровнем моря (фиг. 100 и табл. 5).
Таблица 5
Международная стандартная атмосфера
Тропосфера
Стратосфера
Высота км	Давление мм рт. ст.	Температура, "С	Высота км	Давление мм рт. ст.	•-•Темпера-тура, °С
- 1000	854,6	+21,5	11000	169,6	-56,5
0	760,0	+15,0	12000	144,8	-56,5
1000	674,1	+8,5	13000	123,7	-56,5
2000	596,2	+2,0	14000	105,6	-56,5
3000	525,7	-4,5	15000	90,2	-56,5
4000	462,2	-11,0	16000	77,0	-56,5
5000	405,0	-17,5	17000	65,8	-56,5
6000	353,7	-24,0	18000	56,2	-56,5
7000	307,8	-30,5	19000	48,0	-56,5
8000	265,8	-37,0	20000	41,0	-56,5
9000	230,4	-43,5			
10000	198,1	-50,0			
Международная стандартная атмосфера положена в основу так назы-
ваемой гипсометрической таблицы, (см. приложение 2), по которой тари-
руется авиационный высотомер. В табл. б давление выражено высотой стол-
ба ртути плотностью 13,5951 г/сл', соответствующей 0°С (см. стр. 59). В
§ 17. Высотомер
гипсометрической таблице указана также высота ртутного столба при 20° С,
так как высотомеры тарируют при комнатной температуре.
При расчете международной стандартной атмосферы давление ро при-
нято равным 760 мм рт. ст. при 4-15° С1 (Го = 273 +15=288°), а темпера-
турный градиент взят равным 0,0065° на 1 м при увеличении высоты до
11 000 м равным нулю для больших высот.
Практически состояние атмосферы всегда отличается от стандартных
условий, и, следовательно, для вычисления истинной высоты полета в по-
казания высотомера должны быть внесены методические поправки. Если
давление у земли в пункте вылета отличается от нормального (760 мм рт. ст.),
то поправку вносят, переводя стрелу высотомера специальной рукояткой.
Если температура у земли не равна +15° С, а температурный градиент
отличается от 0,0065, то высотомер будет иметь температурную методиче-
скую ошибку.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                      /
Выведем зависимость между истинной барометрической высотой и по-
казанием высотомера при температурных условиях, отличающихся от
расчетных. Вернемся к диференциальному уравнению давления:
ap=-idH=-2jdH.
В этом уравнении можно с известным приближением принять темпера-
туру воздуха постоянной, равной среднему значению температуры столба
воздуха данной высоты.
Тогда уравнение примет следующий вид:
dJL _ _ _dw_
р       я-V
где
•т    т"+тн
УСР-----;----
Интегрируя уравнение в пределах от />0 ло Гц и соответственно
от 0 до Н, получим приближенную зависимость давления от высоты и от
средней температуры воздуха:
In
_^=_    "
РО                                                                                                                                                 Л'/'ср
откуда
И=ЯГер1п^-.
Показания высотомера в полете равны
/-/пр=Я7расч1п -~,
где //цр - показания высотомера;
^расч - средняя расчетная температура, равная
Т0 + аН, где а = 0,0065.
1 Так же, как и на стр. 104, здесь указана температура воздуха, а
высота ртутного столба дана для 0° С.
126                                                                                                                                                                                                                                                                     Глава третья. Манометрические приборы                                                                                                                                                                                                                                                                                     _
Истинная барометрическая высота при этом равна
^ист = #7факт I" -     ,
где Тфакт - действительная средняя температура, равная
'земли + Tff
:     2     ~~'
По этим двум уравнениям   определяют зависимость   между  истинной
барометрической высотой и показанием высотомера:
"ист   _ 'факт_
*Mip        Трасч
откуда
Я_ Н      'Факт
ист - "пр
Т
1 расч
Штурман вычисляет истинную барометрическую высоту при помощи
аэронавигационной линейки.
Для этого   последняя   формула   приводится к логарифмическому виду:
Ig Яист = Igtfnp + lg Тфакт - Ig7"pac4-
ИСТИННУЮ высоту полета вычисляют следующим образом. Исправленное
значение //Пр определяют алгебраическим сложением инструментальной
поправки с показанием высотомера. Расчет //ист делают при помощи
аэронавигационной счетной линейки. Из найденной истинной барометричес-
кой высоты алгебраически вычитают поправку на топографический рельеф.
Если высотомер установлен по давлению точки вылета, то поправку на
рельеф берут как разность между высотой данного места земли и точкой
вылета. Если же высотомер установлен по нормальному давлению (760 мм
рт. ст.), то поправка на рельеф равна высоте данного места земли над
уровнем моря. Величину поправки штурман берет из карты, на которой
имеются отметки высот местности относительно уровня моря.
В случае если известно барометрическое давление в данной точке
земли (например, сообщено по радио), высотомер можно установить
по этому давлению, и в этом случае вычисленная истинная барометричес-
кая высота будет равна истинной высоте полета.                                                                                                                                                          ••
Конструкция. Высотомер представляет собой метал-
лический барометр, упругим элементом которого является ане-
роидная коробка (см. фиг. 50). Коробка помещается в герме-
тическом корпусе, который сообщается со статической камерой
трубки Пито.
Внешнее давление воздуха на коробку уравновешивается
упругостью мембран. Прогиб центра мембраны анероидной
коробки имеет наибольшую величину у земли и уменьшается
но мере подъема на высоту, т. е. по мере уменьшения внеш-
него давления. Ход центра мембраны передается на указываю-
щую стрелку посредством передаточного механизма.
В настоящее время применяются только двухстрелочные
высотомеры.
§ 17. Высотомер
127
Показанный на фиг. 101 и 102 двухстрелочный высотомер
имеет две стрелки - большую и малую;   первая делает один
оборот за 1000 м высоты, вто-
рая - один оборот за 10 000 м.
В качестве чувствительного эле-   .
мента поставлена  двойная ане-
роидная коробка с изолирован-
ными внутренними полостями.
Механизм прибора состоит
из шарнирной передачи, сектора
с трибкой, пары цилиндрических
шестерен и перебора из четырех
цилиндрических ш'естерен. При
уменьшении внешнего давления
анероидная коробка 1 расши- '                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                  ' '
ряется и посредством тяги 3 по-        фш,_ Ю1 д        лощшй
ворачивает валик 5 с сектором                                                                                                                                                                                                                                                          высотомер.
6. Сектор вращает трибку 7 с
большой   шестерней   8,   сцепленной   с   малой   шестерней   9.
На оси малой шестерни 9 укреплена большая стрелка. Малая
Фиг. 102. Кинематическая схема двухстрелочного высотомера:
7-анероидная коробка, 2-температурная компенсация первого рода, 3-тяга, 4-iev-
иературная компенсация второго рода,  5-валик, 6-сектор, 7-трибка, 8- большая
шестерня, 9-малая  шестерня, 10-ось, 11-пружинный противовес, 12-кремальера,.
W-основание, ;М-шкала барометрического давления.
128
Глава третья. Манометрические приборы
стрелка укреплена на полой осп 10, связанной с осью большой
стрелки через прибор с передаточным числом 1 : 10. Механизм
снабжен температурными компенсациями первого и второго
рода.
Для устранения ошибок, связанных с влиянием наклонов и
вибрации, служит пружинный противовес 11, уравновешиваю-
щий анероидную коробку /. Для перевода стрелок служит
кремальера 12, поворачивающая основание 13, на котором
смонтирован перебор. Од-
новременно поворачивается
сцепленная с кремальерой
шкала барометрического
давления 14.
Корпус прибора герме-
тичен и сообщается со ста-
тической проводкой трубки
Пито.
Получение равномерной
шкалы высотомера дости-
гается изготовлением ане-
роидных коробок со спе-
циальной характеристикой,
г     ч     s     s
высота в Им •--
ю
п
Фиг. 103. График хода анероидной
коробки высотомера.
возрастающей по давлению.
С поднятием на высоту
давление воздуха умень-
шается ке пропорционально
высоте, а по затухающей
•кривой (см. фиг. 100). Поэтому анероидная коробка, имеющая
возрастающий ход по давлению, даст равномерный ход по вы-
соте. График хода по высоте показан на фиг. 103.
Допустимые шкаловые ошибки высотомера при '+15° С со-
ставляют в начале шкалы 30 м и постепенно увеличиваются к
концу шкалы, достигая 200 м. При +50 и -45° О допустимые
ошибки соответственно равны 50-250 м, а при -60° С состав-
ляют 80-300 м.
При установке барометрической шкалы высотомера соответ-
ственно атмосферному давлению в день проверки допускается
несовпадение большой стрелки с нулевым индексом не более
чем на три деления шкалы высот.
Высотомер выдерживает перегрузку в пределах от 124 (ми-
нимальное давление) до 780 мм рт. ст. (максимальное давле
•ние). Герметичность корпуса должна быть такой, чтобы раз
режение внутри корпуса, соответствующее показанию 6000 м,
спадало за одну минуту не более чем на 100 м.
Лабораторная проверка. Установка для лабора-
торной проверки высотомеров (фиг. 104) состоит из ртутного
§ 17. Высотомер
129
барометра /, соединенного с вакуумнасосом через игольчатый
кран 2. Проверяемый прибор присоединяется к той же системе
через тройник 3. Игольчатый кран имеет такую же конструк-
цию, как в установке для проверки указателей скорости.
Вакуумнасос должен обеспечивать получение разрежения в
системе до 100 мм рт. ст. Ртутный барометр снабжен шкалой
давлений, отградуированной в мм рт. ст. Кроме того, барометр
имеет вспомогательную шкалу, отградуированную по высотам
мм
pm.cm
Высотомер
а
к вануумнасосу
Фиг. 104. Установка для лабораторной проверки высотомеров:
1-ртутный барометр, 2-игольчатый кр а, 3-тройник, i-резиновые шланги,
S-:<ажим.
с делениями через каждые 500 м. Нуль шкалы высот совпадает
с нормальным барометрическим давлением (760 мм рт. ст.).
Перед проверкой на высотомере устанавливают посредством
кремальеры высоту дня проверки. Эту высоту определяют по
гипсометрической таблице (см. приложение 2), предварительно
определив по ртутному барометру атмосферное давление. За-
тем вращением рукоятки кремальеры подводят большую стрел-
ку высотомера к такому же показанию.
Для определения шкаловых ошибок высотомера посредством
игольчатого крана 2 создают поочередно вакуум, соответствую-
щий высотам 500, 1 000, 2000 м и т. д. через каждые 1 000 м,
до максимальной высоты 12000 м.
Показания высотомера могут отличаться от показаний баро-
метра не более чем на величину, указанную на стр. 128. После
15-минутной выдержки на высоте 12000 м проверку ведут в
9   Приборы на самолете
130__________Глава третья. Манометрические приборы
обратном порядке. Разница между ошибками, полученными при
прямой и обратной проверке (вариация показаний), не долж-
на превышать 40 м на высоте 500 м и 80 м - на остальных
высотах.
Для определения герметичности корпуса создают разреже-
ние, соответствующее высоте 6 000 м, и отключают прибор от
системы при помощи зажима 5. Показания высотомера не
должны изменяться более чем на 100 м за одну минуту (при
постукивании по корпусу прибора).
Высотомеры крепят на приборной доске летчика и штурма-
на в соответствии со схемой приборного оборудования данно-
го самолета. Их включают в статическую проводку той же
трубки Пито, что и указатели скорости. Высотомер крепят к
доске при помощи стандартного кольца диаметром 80 мм. Шту-
цер соединяют с трубопроводом дюритовым шлангом длиной
200-300 мм.
При негерметичности в соединениях могут возникнуть ошиб-
ки в показаниях высоты. Герметичность проводки проверяют
в процессе прокладки, а также по окончании монтажа всех
приборов, связанных с трубкой Пито.
Проверка на самолете. В процессе эксплоатации
высотомера шкаловые ошибки прибора могут изменяться вслед-
ствие изменения упругости анероидных коробок и старения с
течением времени материалов механизма.
На самолете периодически проверяют правильность уста-
новки барометрической шкалы давлений, герметичность кор-
пуса и шкаловые ошибки.
Для проверки барометрической шкалы высотомера необхо-
димо определить точную величину атмосферного давления по
эталонному барометру. Эту величину устанавливают на шкале
давлений посредством кремальеры. Если при этом стрелки
высотомера не установятся точно на нуле (при постукивании
по корпусу прибора), то производят юстировку высотомера.
Для этого устанавливают стрелки точно на нуль, после чего от-
вертывают контргайку кремальеры, оттягивают на себя руко-
ятку кремальеры и, вращая последнюю, устанавливают шкалу
давлений на точное значение давления дня; затем вдвигают
рукоятку на место и законтривают контргайку кремальеры.
Герметичность корпуса и шкаловые ошибки можно прове-
рить при помощи приспособления, показанного на фиг. 105.
Эталонный высотомер 2 должен быть точно проверен в лабо-
ратории и снабжен таблицей поправок. Перед проверкой высо-
томера на самолете штуцер прибора разъединяют со статиче-
ской проводкой трубки Пито и присоединяют штуцер к трой-
нику приспособления. Затем плотно завертывают зажим 8 и
посредством ручного насоса 4 создают вакуум в баллоне 3.
§ 18. Вариометр
131
При открытом зажиме 9 устанавливают стрелки высотомеров /
и 2 точно на нуль, после чего зажим 9. закрывают, а зажим 8
плавно открывают для получения вакуума внутри приборов.
Далее проверку ведут в том же порядке, как при лаборатор-
ных испытаниях.
/
Фиг. 105. Схема приспособления для проверки высотомеров
на самолете:
1-испытуемый высотомер, 2-эталонный высотомер, 3-форвакуумный баллон; 4-руч-
ной насос, S-клапан, 6-тройники, 7-резиновые шланги, S, 9-зажимы.
Показания испытуемого высотомера на каждой из точек
записывают в проверочный лист и вычисляют ошибки прибора,
учитывая при этом поправки эталонного высотомера. Напри-
мер, эталонный высотомер показывает точно 2000 м, а испы-
туемый 2080 м. Допустим, что поправка эталонного высото-
мера на высоте 2000 м равна + 30 м. Следовательно, действи-
тельная высота равна 2000 + 30 = 2030 м, а поправка испытуе-
мого высотомера равна 2030-2080 = -50 м.
Полученные поправки высотомера наносят на график, ана-
логичный графику поправок указателя скорости. Графиком
пользуется в полете штурман самолета.
§ 18. Вариометр
Назначение. Вариометр указывает скорость изменения
высоты полета, т. е. скорость подъема или снижения самолета.
Летчик пользуется вариометром при горизонтальном полете,
планировании, пикировании и наборе высоты. При горизонталь-
ном полете высота самолета должна оставаться постоянной, но
показания высотомера, особенно однострелочного, изменяются
заметно только при изменении высоты на несколько десятков
метров.
Будучи весьма чувствительным прибором, вариометр реаги-
рует на незначительную скорость изменения высоты и тем са-
9*
132
Глава третья. Манометрические приборы
мым дает возможность вести самолет горизонтально. Это каче-
ство вариометра делает его особенно ценным для слепого по-
лета.
При планировании, пикировании и наборе высоты варио-
метр помогает быстро установить нужный режим полета и так
же быстро перейти к горизонтальному полету.
К статической Камере трубки Пито
Фиг. 106. Принципиальная схема вариометра.
Принцип действия. В основу работы вариометра
положен метод измерения относительного давления внутри замк-
нутого объема, сообщающегося с атмосферой через1 капил-
лярную трубку (фиг. 106).
Если самолет летит горизонтально, то давление внутри ко-
робки Види и внутри корпуса равно атмосферному давлению
воздуха. При этом коробка Види не испытывает никакой раз-
нести давлений, и указывающая стрелка стоит на нуле.
При подъеме самолета атмосферное давление воздуха умень-
шается. Воздух из корпуса начинает выходить через капилляр
наружу. Капилляр имеет малое сечение, вследствие чего дав-
ление воздуха внутри корпуса не успевает равняться с атмо-
сферным давлением. При этом давление воздуха внутри кор-
пуса больше атмосферного давления внутри коробки Види на
величину, пропорциональную скорости подъема. Под влиянием
этой разности давлений коробка Види сжимается и передви-
гает указывающую стрелку вверх от нуля. При прекращении
подъема самолета внешнее давление перестает меняться, и дав-
ление внутри корпуса уравнивается с атмосферным давлением,
а стрелка возвращается на нуль.
Когда самолет снижается, то атмосферное давление внутри
коробки увеличивается, а давление внутри корпуса отстает на
величину, пропорциональную скорости снижения. Под дей-
§ 18. Ваоиометр                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                            133
ствием разности давлений коробка В иди расширяется и пере-
двигает стрелку в другую сторону от нуля.
Рассмотрим закон протекания воздуха через капилляр.
При постоянной скорости изменения высоты разность давления, кото-
рая действует на коробку Види, равна:
Шц/и
До = С---- мм вод. ст.,
enrf-*
где С-скорость изменения высоты, м/сек;
[л - коэфициент вязкости воздуха, кгсек/мг',
I - длина капилляра, м~,
в -замкнутый объем внутри корпуса, л<3;
а - постоянный коэфициент, м;                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                      '
d - диаметр капилляра, м.
Из этой формулы видно, что разность давлений пропорциональна ско-
рости изменения высоты при постоянных коэфициентах р и а. Однако эти
коэфициенты меняются с изменением температуры. Поэтому вариометр
тарируется для некоторых определенных условий полета, соответствующих
высоте 3400-3700 м. При полете на другой высоте появляются методиче-
ские ошибки в показаниях прибора вследствие изменения коэфициента вяз-
кости (1 и коэфициента а.
Эти ошибки имеют заметную величину лишь при больших скоростях
подъема или снижения и поэтому не имеют существенного значения для
пилотирования самолета.
Важно, чтобы вариометр точно указывал нуль для выдерживания гори-
зонтального полета. Это условие удовлетворяется, так как на нулевой
точке вариометр методических ошибок не имеет.
При изменении высоты полета изменяется температура окружаю-
щего воздуха. Вследствие теплопроводности корпуса прибора температура
воздуха внутри корпуса будет также изменяться. Это приведет к измене-
нию давления воздуха внутри корпуса и появится дополнительная темпе-
ратурная ошибка в показаниях прибора. Для уменьшения этой ошибки
корпус прибора выполняют из материалов, плохо проводящих тепло.
При изменениях вертикальной скорости самолета показания
вариометра несколько запаздывают, вследствие того что при
изменении режима полета требуется некоторое время (несколь-
ко секунд) для установления разности давлений внутри и вне
камеры.
Для уменьшения запаздывания в показаниях вариометра
стараются брать диаметр капилляра возможно больше, на-
сколько позволяет чувствительность коробки Види.
Конструкция. До последнего времени применялись ва-
риометры двух диапазонов: от 0 до 10 м/сек (Вр-10) и от О
до 30 м/сек (Вр-30) (фиг. 107). В настоящее время стали при-
менять единый тип вариометра на 30 м/сек с затухающей шка-
лой; в основу его конструкции положен унифицированный ме-
ханизм (см. § 19) с добавлением кулисной передачи.
Вариометры прежней конструкции на 10 и 30 м/сек отлича-
ются лишь размерами капилляров (фиг. 108). Внутренняя по-
134
Глава третья. Манометрические приборы
Фиг. 107. Шкалы вариометров на 30 и 10 м/сек.
Ю
12
V
Фиг. 108. Конструкция вариометра:
7-капилляр, 2-коробка Видн, 3-тяга, 4 -основание коробки, 5-пружинящая пла-
стинка, 6- юстнровочный винт, 7-шкала. 8-стекло, 9-поводок, 10-сектор, Л-во-
лосок, 12-трибка.
§ IS. Вариометр_____                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                            135
лость коробки Види 2 сообщается со статическим штуцером по-
средством трубки, проложенной внутри герметичного корпуса.
Для уменьшения температурных ошибок корпус вариометра
выполняется из пластмассы. Внутренность корпуса сообщается
с тем же штуцером через стеклянный капилляр 1. При измене-
нии высоты полета давление внутри корпуса не успевает срав-
няться с давлением внутри коробки Види и она прогибается в
ту или другую сторону.
Передаточный механизм от коробки Види к стрелке состоит
из трех ступеней: шарнирной передачи, поводковой передачи и
сектора с трибкой. Движение центра коробки через тягу 3 и
кривошип передается валику. Валик, поворачиваясь, вращает
сектор 10 через поводок 9. Сектор вращает трибку 12 и стрел-
ку, которая производит отсчет скорости подъема или сни-
жения самолета. Люфты выбираются волоском 11, расположен-
ным на оси сектора.
При горизонтальном полете стрелка должна находиться
точно на нуле. Выверять положение стрелки нужно на земле.
Если почему-либо она сместилась с нуля, то ее можно устано-
вить на нуль при помощи юстировочного приспособления. Для
этого вывинчивают головку кремальеры и вытягивают ее до-
отказа. При этом шестерня кремальеры входит в зацепление
с шестерней, связанной с юстировочным винтом 6. При враще-
нии кремальеры котировочный винт получает продольное пере-
мещение по резьбе и своей конической головкой отжимает пру-
жинящую пластинку 5, на которой укреплена коробка Види.
Перемещение коробки Види передается механизмом на стрел-
ку. После установки стрелки на нуль головку вдвигают и за-
винчивают доотказа.
При крутом пикировании скорость значительно превышает
максимальные показания прибора и коробка Види испытывает
перегрузку. Во избежание деформации коробки прибор снаб-
жен упором, ограничивающим ход коробки при ее сжатии.
Лабораторная провефка. Допустимые погрешно-
сти вариометра Вр-10 при+15° С равны 0,3 м/сек на точке О
и 1 м/сек на остальных точках; при +50 и-45° С погрешности
могут увеличиться в 1,5 раза.
Допустимые погрешности вариометра Вр-30 при 4-15° С со-
ставляют 1 м/сек на точке О и 3 м/сек на остальных точках;
при+50 и-45° С погрешности Вр-30 на точке О могут дохо-
дить до 1,5 м/сек.
Испытание вариометра на герметичность производится ана-
логично испытанию указателя скорости (см. фиг. 96). Статиче-
ский штуцер прибора соединяют с ртутным манометром и че-
рез игольчатый кран - с источником вакуума. Затем плавно
увеличивают разрежение с такой скоростью, чтобы показания
136
Глава третья. Манометрические приборы
прибора не превосходили максимального значения, до тех пор
пока в системе не создастся разрежение 700 мм вод. ст., после
чего кран плотно закрывают. Снижение давления за 1 минуту
не должно превышать 3 мм рг, ст.
Шкаловые ошибки вариометра определяют по схеме, пока-
занной на фиг. 109. Основной частью проверочной установки
5
Фиг. 109. Схема установки для проверки вариометров:
1-спиртовой манометр, 2- баллон, 3-капилляр, i-ртутный барометр, 5-игольчатый
кран, б-коллектор, 7-резиновый шланг, S-зажим.
является контрольный вариометр, состоящий из спиртового ма-
нометра /, который сообщается через баллон 2 с капилляром 3.
Предварительно контрольный вариометр тарируется при по-
мощи ртутного барометра 4, на шкале которого нанесены две
точки, соответствующие высотам 3400 и 3700 м. При этом за-
крывают зажим 8 и посредством крана 5 плавно увеличивают
разрежение в системе, поддерживая постоянную разность дав-
лений по шкале манометра /. Одновременно засекают секундо-
мером время прохождения уровня ртути • барометра 4 между
давлениями 3400 и 3700 м.
Вертикальную скорость подъема определяют путем деления
разности высот 3700 - 3400 = 300 м на измеренное время. На-
пример, при времени, равном 10 сек., скорость подъема будет
равна
300
10
= 30 м/сек.
Полученное значение скорости подъема наносят на шкале
спиртового манометра / на том уровне, который поддержи-
,<> 19. Манометрические приборы с унифицированным механизмом      137
кается при создании разрежения. Меняя краном 5 скорость от-
качки, наносят возможно большее число точек в пределах от
О до 30 м/сек.
При определении скорости спуска спиртовой манометр /
тарируют таким же способом по уменьшающемуся разрежению
в системе. При этом определяют время прохождения уровня
ртути барометра в обратном направлении - от точки, соответ-
ствующей высоте 3700 м, до точки, соответствующей высоте
3400 м.
Для определения шкаловых ошибок вариометров открывают
зажим 8 и посредством крана 5 поддерживают постоянную
скорость изменения высоты по шкале контрольного вариометра.
При этом определяют поправку к показаниям испытуемого ва-
риометра; поправки вариометра определяют для каждого деле-
ния шкалы.
При установке вариометра на самолет статический штуцер
прибора должен обязательно соединяться со статической про-
водкой трубки Пито во избежание искажения показаний ва-
риометра из-за колебаний давления воздуха внутри кабины.
§ 19. Манометрические приборы с унифицированным
механизмом
Более совершенным типом механизма манометрических при-
боров является унифицированный механизм. Применение этого
механизма сводит к единому типу различные конструкции ма-
нометрических приборов, которые были описаны выше: мано-
вакуумметр, указатель бензиномера, указатель скорости УС-350,
указатель скорости с затухающей шкалой УС-800 и вариометры
на 10 и 30 м/сек. Унификация механизмов этих приборов упро-
щает их производство, ремонт и эксплоатацию.
Общий вид унифицированного механизма с входящими в
него типовыми деталями показан на фиг. 110. Механизм со-
стоит из двух ступеней передач: шарнирной и зубчатой.
Перемещение центра коробки передается через тягу 1 и кри-
вошип 2 переходной оси 3. Вместе с переходной осью повора-
чивается сектор 4, находящийся в зацеплении с трибкой 5.
Люфты механизма выбираются волоском 6. Указывающая
стрелка расположена на оси трибки 5.
По сравнению с прежними конструкциями унифицирован-
ный механизм обладает меньшим трением благодаря уменьше-
нию модуля зацепления до 0,15 (вместо 0,2) и диаметра осей
до 0,4 (вместо 0,8). Герметичность корпуса приборов улучшена
путем посадки резиновой уплотнительной прокладки (под стек-
лом) непосредственно на уступ в корпусе без применения ме-
таллического кольца.
138'       ______Глава третья. Манометрические приборы___________
Взаимное расположение типовых деталей в унифицирован-
ном механизме несколько изменяется в зависимости от типа
прибора. В некоторых типах приборов добавляются отдельные
узлы, например, биметаллическая компенсация или юстировоч-
ный узел. На фиг. 111 показано применение унифицированного
механизма для различных манометрических приборов.
Фиг. 110. Унифицированный механизм для манометрических приборов:
1-тяга, 2-кривошип, 3 -валик, 4-ректор, 5-трибка, в-волосок.
Мановакуумметр снабжен биметаллическим компенсатором
первого рода, укрепленным на коробке, и биметаллическим
компенсатором второго рода, укрепленным на переходной оси,
а также "котировочным приспособлением, позволяющим точно
установить стрелку по давлению.
Юстировочный узел состоит из эксцентрика, упирающегося
в плоскую пружину, на свободном конце которой укреплена ко-
робка. При вращении эксцентрика пружина прогибается вместе
с коробкой. Это перемещение передается через передаточный
механизм на стрелку прибора. Юстировку производят специаль-
ным ключом через отверстие в корпусе прибора, закрываемое
пробкой. Юстировочным приспособлением мановакуумметра
пользуются только при регулировании на заводе или при ре-
монте.
Указатель бензиномера не имеет биметаллических компен-
саторов и юстировочного приспособления; коробка укреплена
непосредственно на плате. Динамический штуцер указателя
бензиномера снабжен демпфером.
Указатели скорости на 350 и 800 км/час также не имеют
'биметаллических компенсаторов и юстировочного приспособле-
__.ff 19. Манометрические приборы  с унифицированным механизмом Ш
ния. УС-800 отличается от УС-350 применением трехмембран-
ной коробки с затухающей характеристикой. Для получения
нужного затухания шкалы средней мембране сообщают началь-
ный натяг при помощи упора, за-
крепленного на одной из стоек ме-
ханизма.
Вариометры на 10 и 30 м]сек
снабжены котировочным узлом та-
кой же конструкции, как у манова-
куумметра. Стрелку устанавливают
на нуль при помощи кремальеры,
связанной через пару шестерен с
эксцентриком юстировочного узла.
Капилляр вариометров смонти-
рован иа внутренней стороне стати-
ческого штуцера, посредством ко-
торого коробка Види сообщается с
трубкой Пито. Волосок, выбираю-
щий люфты вариометра, укреплен
6 в отличие от других приборов не
на оси трибки, а на переходной оси.
По сравнению с прежней кон-
струкцией унифицированный варио-
метр имеет повышенную вибраци-
онную устойчивость благодаря со-
кращению ступеней числа передачи
с трех до двух (аннулирована по-
водковая ступень передачи). Кроме
того у таких вариометров повыше-
на мощность коробки Види за счет
увеличения ее хода.
Эксшюатащюнные характеристи-
ки   манометрических   приборов   с
унифицированным механизмом, методика их проверки и мон-
таж на самолете полностью соответствуют аналогичным прибо-
рам прежней конструкции.
Фиг. 111. Манометрические
приборы с унифицированным
механизмом:
я-УС-800,
6-У С-350,  в-указатель
бензиномера.
ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ
МАГНИТНЫЕ КОМПАСЫ
§ 20. Сведения о земном магнетизме
Для определения курса самолета в авиации применяются
компасы, работа которых основана на взаимодействии магнит-
ного поля Земли с магнетизмом самого прибора.
Магнетизм - особое физическое свойство, которым обла-
дают некоторые металлы (железо, никель, кобальт) и их спла-
вы. Это свойство проявляется в способности притягивать к се-
бе частицы железа или в способности к намагничиванию. Куски
стали, обладающие такими свойствами, называются магни-
тами.
Если подвесить магнит в горизонтальном положении, то он
устанавливается так, что один конец его направлен на север,
другой на юг. Конец магнита, направленный на север, назы-
вается северным полюсом его и обозначается буквой N, другой
конец, направленный на юг, называется южным полюсом и обо-
значается буквой S. Одноименные полюсы двух магнитов от-
талкиваются друг от друга, разноименные - притягиваются.
Окружающее магнит пространство, в котором проявляются
магнитные действия, называется магнитным полем.
Воображаемые линии, в направлении которых действует си-
ла магнита, называются магнитными силовыми линиями.
Если на лист бумаги, положенной на магнит, насыпать же-
лезных опилок, то они намагничиваются и располагаются по
дЗ'гообразным линиям, совпадающим с направлением магнит-
ных силовых линий (фиг. 112).
Подвижная магнитная стрелка в поле большого магнита
всегда устанавливается своей продольной осью по направлению
магнитных силовых линий магнита; при этом северный и юж-
ный полюсы стрелки обращены к противоположным полюсам
большого магнита.
Тот факт, что подвижная магнитная стрелка, удаленная от
всяких магнитных и железных масс, всегда устанавливается
в определенном направлении, показывает, что вокруг земного
§ 20. Сведения о земном магнетизме
141
шара также существует магнитное поле, а сам земной шар
является большим естественным магнитом. Магнитные полюсы
Земли располагаются вблизи ее географических полюсов не
вполне симметрично: один магнитный полюс находится неда-
леко от северного полюса Земли северо-западнее Гудзонова
залива (около 70° северной широты и 95° западной долготы),
другой - в южном полушарии, в северной части материка
Виктории (около 72,5° южной широты и 154° восточной дол-
готы).
/>"'

Фиг. 112. Поле постоянного
магнита.
Фиг. 113. Магнит-
ная стрелка на
горизонтальной оси.
Фиг. 114. Составляю-
щие земного магнит-
ного поля.
Наименование северного и южного магнитных полюсов, так
же как и аналогичные наименования полюсов в магнитной
стрелке, условны. Северным магнитным полюсом Земли назы-
вают тот полюс, который расположен географически в север-
ном полушарии, но который притягивает северный же полюс
магнитной стрелки. Иначе говоря, условно считают, что север-
ный магнитный полюс Земли обладает южным магнетизмом, а
южный полюс - северным магнетизмом.
Направление магнитного поля Земли почти во всех точках
земного шара (за исключением так называемого магнитного
экватора) наклонно к горизонту. Это легко обнаружить, если
подвесить магнитную стрелку на горизонтальной оси, проходя-
щей через центр тяжести стрелки (фиг. 113).
Полную силу земного магнетизма Т можно разложить на
вертикальную Z и горизонтальную Н составляющие (фиг. 114).
Угол между Я и Т называется углом наклонения. Горизонталь-
ная составляющая Н является той силой, которая заставляет
свободно подвешенную магнитную стрелку устанавливаться по
направлению север-юг, вертикальная же составляющая Z на-
клоняет стрелку.
142___________Глава четвертая. Магнитные компасы                                                                                                                                                                                                                                                                                                          _
Стрелка, свободно вращающаяся вокруг горизонтальной оси,
на магнитном полюсе становилась бы вертикально, а на эк-
ваторе - горизонтально. Для всех других широт стрелка будет
находиться' под некоторым углом /; в наших широтах
(Москва) угол магнитного наклонения / приблизительно
равен 70°.
В северном полушарии магнитная стрелка компаса, уста-
новленная на острие, стремится наклониться своим северным
концом вниз под действием вертикальной составляющей земно-
го поля. Для уничтожения этого наклона южный конец стрел-
ки в компасах делают более тяжелым (в южном полушарии
нужно утяжелять северный, конец стрелки компаса).
Горизонтальная составляющая Н не совпадает с направле-
нием географического меридиана данного места, хотя это не-
совпадение имеет небольшую величину. Направление горизон-
тальной составляющей Н, по которому устанавливается маг-
нитная стрелка, называется магнитным меридианом данного
места.
Угол между магнитным и географическим меридианами на-
зывается углом склонения, или просто склонением. Склонение
считается положительным (знаки'-'), если стрелка отклонена
северным концом к востоку от географического меридиана, и
отрицательным (знак -), если стрелка отклонена к западу.
Величина склонения для разных пунктов земного шара раз-
лична по величине и по знаку.
Для аэронавигации необходимо точное знание величин скло-
нения, так как, измеряя курс по карте от географического ме-
ридиана, приходится в то же время пользоваться магнитной
стрелкой, устанавливающейся в плоскости магнитного меридиа-
на. Если не учесть склонения, то нельзя вести самолет по
заданному направлению. Величина склонений определяется по
специальным картам магнитных склонений, на которых нане-
сены линии, соединяющие места равных магнитных склонений;
эти линии называются изогонами.
Склонение не является постоянным, оно меняется со вре-
менем, причем величина изменения обычно не превышает
10 мин. за год. Определять величину изменения склонений мож-
но при помощи специальной карты, являющейся дополнением
к карге магнитных склонений. На этой карте проведены линии
одинаковых годичных изменений склонений. Величины изме-
нений даны на карте в минутах (фиг. 115).
Имеются районы, где наблюдается резкое изменение нор-
мального распределения склонения (склонение у поверхности
земли достигает 180°). Такие районы, называемые районами
магнитных аномалий, отмечаются на картах магнитных ано-
малий.
§ 20. Сведения о земном магнетизме
143
144
Глава четвертая. Магнитные компасы
N*
§ 21. Общие сведения о магнитных компасах
Назначение. Компас служит для определения и сохра-
нения курса самолета. Курсом самолета называется угол между
северным направлением меридиана и продольной осью само-
лета. Курс отсчитывают от, северного направления меридиана
по движению часовой стрелки до направления продольной оси
самолета. Курс может быть истинным, магнитным и компас-
ным, соответственно тому, от
какого меридиана ведут от-
счет (фиг. 116).
Курс, отсчитанный от гео-
графического меридиана, на-
зывается истинным курсом.
Курс, отсчитанный от магнит-
ного меридиана, т. е. от на-
правления, которое показы-
вает стрелка, свободная от
влияния железных и стальных
масс самолета, называется
магнитным курсом. Курс, от-
считанный от компасного ме-
ридиана, т. е. от направления,
которое показывает компас-
ная стрелка, расположенная
вблизи самолетного железа и
стали, называется компасным
курсом.
Несовпадение компасного
и магнитного меридианов объ-
ясняется тем, что магнитная
Л
?
Фиг. 116. Истинный, магнитный
и компасный курсы самолета.
стрелка   компаса отклоняется
под действием стальных деталей самолета. Угол между север-
ными направлениями магнитного и компасного меридианов на-
зывается девиацией компаса. По аналогии со склонением де-
виацию называют восточной ( + ), если северный конец магнит-
ной стрелки отклоняется вправо от меридиана, и западной
( - ), если северный конец стрелки отклоняется влево от ме-
ридиана. Девиация (ошибка) компаса является величиной пе-
ременной для каждого курса самолета.
Действие стальных деталей самолета на магнит компаса
объясняется тем, что линии земного магнитного поля, проходя
через различные стальные детали самолета, намагничивают их.
В результате сложения основного земного магнитного поля,и
всех индуктированных полей в стальных и железных частях
самолета устанавливается магнитное поле самолета. Оно не-
§ 21.  Общие сведения о магнитных компасах
145
сколько отличается от земного магнитного поля по силе и на-
правлению. Каждое изменение положения самолета вызывает
изменение магнитного поля самолета.
Стрелка компаса устанавливается по направлению суммар-
ного магнитного поля Земли и самолета.
При выполнении аэронавигационных расчетов приходится
часто переходить от одного курса к другому. Для перехода от
компасного курса к магнитному алгебраически прибавляют к
компасному курсу величину девиации:
МК^КК + ЬК.
Для перехода от магнитного курса к компасному алгебраи-
чески вычитают из магнитного курса величину девиации:
кк=мк-ья.
Для перехода от магнитного курса к истинному алгебраи-
чески прибавляют к магнитному курсу магнитное склонение:
ИК= /W/r-f Д".
Для перехода от истинного курса к магнитному алгебраи-
чески вычитают из истинного курса величину магнитного скло-
нения:
мк=ик- д".
Элементы    и    ха-
рактеристики     ком-
пасов.  Основной  частью
компаса   является   магнит-
ная система компаса, нося-
щая    название    картушки
(фиг. 117). Картушка ком-
паса   представляет    со>бой
тонкий латунный или алюми-
ниевый диск, разбитый на
360   градусов.   Этот  диск,
или лимб,   имеет   пустоте- фиг       Схема       йства магшгного
лыи   поплавок,   уменьшаю-                                                                                                                                                                                                                                                                                                   компаса-
ЩИЙ   Вес    Картушки   В   ЖИД-,_.ниб    картушки,    2_ПОПЛавок,   З-магнит,
КОСТИ      ПОД     ПО'ПЛаВКОМ   К ^--курсовая черта, 5-шпилька, 6-топка, 7-ко-
телок, "-стекло, 9-мембранная камера, 10-ко-
ДИСКу     СИММетрИЧНО     ПрИ-                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                     лонка.
креплена пара или несколь-
ко пар магнитов. Оси магнитов параллельны линии 0-180° лим-
ба, называемой осью картушки. Одноименные полюсы магни-
тов направлены в одну сторону. Картушка компаса опирается
шпилькой на чашечку из твердого камня (сапфир, агат), вделан-
ную в колонку компаса и называемую топкой.
20 Приборы на самолете
146    _________Глава четвертая. Магнитные компасы____________
Внутри котелка, который представляет собой алюминиевый
сосуд, герметически закрытый стеклянной крышкой, помещает-
ся колонка, служащая опорой для картушки компаса. Под
стеклом находится курсовая черта - тонкая проволока, уста-
новленная против лимба и служащая индексом при отсчете
курса картушки по компасу. В котелок налита жидкость для
демпфирования колебаний картушки. Котелок соединяется с
мембранной камерой, изготовленной из тонкой гофрированной
латуни. Камера служит для компенсации изменений объема
жидкости при изменении температуры.
Разобранная схема устройства магнитного компаса
представляет собой основу конструкций всех авиационных ком-
пасов. Различные типы компасов отличаются лишь приспо-
соблениями для амортизации, освещением шкалы, формой кар-
тушки, компенсационными приспособлениями и другими де-
талями.
Летчик должен вести самолет по строго заданному курсу,
следовательно, компас, предназначенный для летчика, должен
быть прежде всего удобным для наблюдения за курсом само-
лета. Компас летчика называется путевым. На обязанности
штурмана лежит расчет курса самолета, и компас штурмана
должен позволять быстро и точно производить цифровые отсче-
ты курса самолета в каждый данный !момент. Компас штурмана
называется главным.
Картушка магнитного компаса представляет собой наиболее
ответственный узел, и от ее качества зависит работа компаса в
целом. Если вывести картушку из меридиана, то она стремится
возвратиться <в свое первоначальное положение. Но при своем
обратном движении картушка пройдет нулевое положение, от-
клонится в обратную сторону и подобно маятнику будет коле-
баться в ту или другую сторону.
При отсутствии трения и сопротивления жидкости качание
картушки продолжалось бы неопределенно долгое время. Такие
колебания называются незатухающими.
В действительности на картушку компаса действуют силы
трения и сопротивление жидкости, вследствие чего размахи ко-
лебаний (амплитуда) постепенно уменьшаются. Такие колеба-
ния называются затухающими. Отношение двух смежных ампли-
туд называется декрементом затухания. Очевидно, для картуш-
ки компаса эта величина всегда больше единицы.
Величина декремента и период колебания характеризуют
картушку компаса: чем больше декремент и чем меньше пе-
риод, тем быстрее устанавливается картушка в положение рав-
новесия; чем больше декремент затухания, тем скорее вер'нется
компас к нулевому положению. На фиг. 118 показаны гра-
§ 21. Общие сведения о магнитных компасах
147
фики затухания трех компасов. Декременты затухания двух
из них равны 2,5 и 5 при равных периодах. Компас, имеющий
декремент 5, вернется к меридиану скорее, чем компас, имею-
щий декремент 2,5.
Если сила, вызывающая затухание, достаточно велика, то
картушка возвращается к положению равновесия, не совершая
ни одного колебания. Такой компас называется апериодиче-
ским. Апериодичность компасных картушек достигается облег-
чением всей системы картуш-
ки и прикреплением к кар-
тушке четырех-восьми прово-
лочек-успокоителей, которые
при движении картушки в
жидкости создают сопротив-
ление этому движению, бы-
so
80
10
fo
so
ьо
за
го
w
о
ш
го
30
W
ьУГ
\\V-tf=?5
teen
Фиг. 118. Графики затухания магнитных компасов.
стро возрастающее с увеличением скорости движения кар-
тушки.
Если отклонить картушку компаса на некоторый угол, то
вследствие трения в топке картушка возвращается не точно в
первоначальное положение. Величина, на которую картушка не
доходит до первоначального положения, называется застоем
картушки. Застой картушки тем меньше, чем больше магнит-
ный момент ее и чем больше горизонтальная составляющая
земного поля. 3!астой увеличивается с увеличением трения
шпильки картушки о топку. Качество картушки компаса тем
выше, чем меньше ее застой. Вследствие вибрации компаса ве-
личина застоя в полете при обычных температурах редко пре-
вышает 1°.
Увлечением компаса называется угол, на который жидкость
увлекает картушку компаса при повороте компаса на 360°.
Увлечение компаса - явление крайне нежелательное, так как
при изменении курса самолета по картушке, увлеченной за
котелком, нельзя определить угол поворота. Чем больше по-
верхность картушки и чем ближе она находится к стенкам ко-
10i:
148
Глава четвертая. Магнитные компасы
телка, тем больше увлечение. Увлечение компаса является од-
ной из причин, препятствующих увеличению сопротивления
жидкости, выгодному в других отношениях.
Картушка, являющаяся чувствительным элементом компаса,
состоит из системы магнитов, лимба, или заменяющих его за-
тухателей, топки, или шпильки, и поплавка. На фиг. 119 пока-
зано устройство картушки с вертикальным лимбом. Такие кар-
тушки имеют небольшой декремент затухания, приблизительно
равный 3-3,5.
5
Фиг. 119. Устройство картушки с вертикальным лимбом:
/-магниты, 3-колонка, 3-топка, 4-поплавок, 5-шпилька, 6-лимб,
Центр тяжести картушки должен находиться ниже точки
опоры, т. е. ниже острия шпильки. Лимб и поплавок делаются
из тонкого материала. Шпилька изготовляется из иридия или
из твердой стали и имеет на острие радиус закругления 0,1-
0,2 мм, так как более острая шпилька может повредить топку.
Соскакиванию картушки с колонки препятствует специальная
пружинящая шайба.
Поплавок спаян оловом на бескислотном флюсе. Все детали
картушки, кроме шпильки, покрыты специальным защитным
лаком.
Лимб разградуирован на 360°. Цена деления зависит от
диаметра лимба и назначения компаса; для пилотских компа-
сов цена деления принимается 2-5°, для штурманских 1-2°.
У компасов, имеющих большой декремент затухания, лимб
на картушке отсутствует, а вместо него радиально расположено
несколько усиков-затухателей (фиг. 120).
Колонка компаса (фиг. 121), поддерживающая картушку,
служит также для амортизации колебаний, вызванных вибра-
§ 21. Общие сведения о магнитных компасах
149
цней самолета. Радиус закругления агатовой или сапфировой
топки равен 2-3 мм. Колонка устанавливается на дне котелка
компаса.
Внутреннюю поверхность котелка, изготовленного из алю-
миниевого литья, делают гладкой для уменьшения увлечения
жидкости при поворотах самолета. Ко-
телок пропитывают жидким стеклом или
специальным лаком для увеличения гер-
>2 метичности. Негерметичность котелка ве-
дет к утечке лигроина и образованию
пузыря.
Фиг. 120. Картушка с
затухателями без лимба:
1 -магниты,   2-затухатели,
3-поплавок.
Х^ёЕ^
Фиг. 122. Компенсационная камера в компасе:
1-лигроин, 2-воздух.
В котелке должна быть предусмотре-
на компенсация изменения объема жид-
кости при изменении температуры. Эта
компенсация осуществляется при помо-
щи мембранной коробки, как было ука-
зано на фиг. 117, или же посред-
ством специальной компенсационной ка-
меры (фиг. 122). Объем камеры должен
обеспечивать нормальную работу компа-
са при температуре от +50 до -70° С.
Компенсационная камера несколько уве-
личивает габариты компаса; но приме-
нение ее является лучшим способом ком-
пенсации изменения объема жидкости.
Жидкость, наполняющая котелок и
окружающая картушку, служит для
демпфирования ее колебаний и уменьшения трения топки о
шпильку. Прежде компасы заполняли спиртом в различных вод-
ных растворах; в настоящее время компасы заполняют ли-
гроином.
Котелки имеют специальное отверстие для заполнения
жидкостью, закрываемое металлической пробкой со свинцовой
прокладкой. Некоторые компасы имеют специальную камеру
для установки лампочки освещения шкалы прибора. Иногда
Фиг. 121. Колодка
компаса:
1-колонка, 2-стойка.
3-штифт,    4-топка,
5-пружина.
150                                                                                                                                                                                                                                                                                                     Глава четвертая. Магнитные компасы____________
патрон лампочки крепят на небольшом  кронштейне снаружи
компаса.
Курсовая черта, представляющая собой тонкую проволочку,
прикреплена к котелку компаса на винтах. В компасах с го-
ризонтальной картушкой устанавливается плоскопараллельное
стекло. В компасах с вертикальной картушкой применяются
сферические или чаще цилиндрические стекла. Во избежание
искажений и ошибок при отсчете показаний стекла должны
быть геометрически правильными.
§ 22. Типы компасов, их конструкция и монтаж
Универсальным типом компаса является компас А-4, кото-
рый применяется в качестве путевого и главного компаса.
В качестве путевого компаса летчики применяют также ком-
пас ки-и.
Компас А-4 (фиг. 123) применяется в качестве главного
компаса в кабине штурмана и в качестве путевого в кабине
летчика.
Картушка компаса имеет два цилиндрических магнита, при-
крепленных к поплавку. Отсчет производится посредством че-
тырех затухателей, на которых нанесены цифры О, 1, 2 и 3,
обозначающие сотни градусов. Угол между затухателями 0 и 3
равен 60°; между остальными парами затухателей угол 100°.
К котелку компаса прикреплена стоградусная шкала с ценой
делений 1°; деление 50° заменяет курсовую черту.
При отсчете курса сотни градусов показывает цифра на
затухателе, установившаяся против шкалы, десятки и едини-
цы - цифра на шкале против затухателя.
Кроме этих затухателей, имеются еще два укороченных
затухателя, расположенные параллельно магнитам картушки,
т. е. по линии магнитного меридиана. Эти затухатели обра-
зуют стрелку компаса, причем северный конец стрелки окра-
шен в красный цвет. Назначение стрелки - показывать общее
направление на север, так как затухагель с цифрой 0 не пока-
зывает этого направления.
Для лучшего демпфирования картушка компаса изготов-
лена в виде юбочки. Колонка снабжена пружинной амортиза-
цией.
Снизу к котелку прикреплен девиационный прибор для ком-
пенсации полукруговой девиации (устройство и принцип дей-
ствия девиационного прибора описаны ниже, см. § 23). Коте-
лок компаса заполнен лигроином.
Объемная компенсация компаса А-4 устроена следующим
образом. В верхней части котелка располагается дополнитель-
§ 22.  Типы компасов, их конструкция и монтаж                                                                                                                                                                       151
ная кольцеобразная камера, частично заполненная лигроином
(компенсационная камера). Эта камера сообщается с котелком
через кольцевой вырез. Уровень жидкости в котелке компаса
всегда выше нижней поверхности стекла. Нижняя поверхность
стекла имеет некоторую выпуклость для отвода пузырьков воз-
духа, которые появляются при эволюциях самолета. Уменьше-
ние объема жидкости в котелке, происходящее при понижении
температуры, компенсируется жидкостью, поступающей из ком-
пенсационной камеры. Так как изменение атмосферного давле-
ния не влияет на изменение объема жидкости внутри котелка,
компас может работать на любых высотах.
Освещается компас электрической лампочкой, получающей
питание от бортовой сети.
Лампочка светит в торец стекла компаса и освещает шкалу
прибора.
На фиг. 124 приведены кривые затухания компаса А-4 при
различных температурах. Время дохода до нуля при отклоне-
нии от магнитного меридиана на 90°, характеризующее мо-
мент инерции равно* 5 сек. при нормальной температуре. Вре-
мя успокоения компаса при отклонении на 90° от магнитного
меридиана равно 25 сек. при нормальной температуре.
Увлечение при угловой скорости, равной V10 об/сек, со-
ставляет до 3° при нормальной температуре. Компас работает
нормально при кренах до 17°.
Вес картушки в воздухе 10,5 г, в лигроине - до 2 г.
Компас имеет два магнита из железоникельалюминиевой
стали диаметром 3 мм и длиной 32 мм. Магнитный момент
каждого магнита не менее 80 ед. CGSM.
Компас КИ-11 (фиг. 125) является путевым компасом
и устанавливается в кабине пилота. Компас имеет вертикаль-
ную шкалу картушки. Лимб прибора разбит на деления по 5°
с оцифровкой через 30°.
Курс отсчитывается непосредственно по картушке против
курсовой черты, установленной между стеклом и картушкой.
Картушка компаса поплавковая с одной парой магнитов. Ко-
лонка амортизирована винтовой пружиной. Объемная компен-
сация осуществляется при помощи компенсационной камеры,
расположенной в верхней части котелка. Вследствие того что
изменение атмосферного давления не влияет на объем жидкости
внутри котелка, компас может работать на больших высотах.
Стекло компаса представляет собой выпукло-вогнутую лин-
зу, вследствие чего картушка видна несколько увеличенной.
Лампочка для освещения компаса КИ-11 рассчитана на пи-
тание от бортовой сети, самолета.
152
Глава четвертая. Магнитные компасы
П    /2   ГЗ     Н    16
I     I  /
§ 22. Типы компасов, их конструкция и монтаж
153
31   32 _ 3J
19
25   28    26   27
/2
11
•ция компаса А-4:
"-котелок, 20-пробковая прокладка, 21-крепежное кольцо, 22-крепежные болты,
23-винты крепления девиационного прибора, 24- корпус девиационного прибора,
25-магниты девилпиоиного прибора, 26-наливное отверстие, 27-свинцовая проклад-
ка, 28-пробка, 29-накидная гайка, 30-ниппель, "-гайка, 32-штепсельная вилка
с цоколем, 33-штепсель с винтом, 34-электролампочка.
•154
Глава четвертая. Магнитные компасы
100				
90 On	\			
so	\			
70 fin				
OU en		. --- -	^-+15°	
i>o		п - '	~--+50°	
чи ^ 2/т	1	1	^ -50°	
<ь о-7 "0 ">-"	1 1 1	1 1		
<b"ff (3 с\ 1 П	1 !	_| I		
ч Л	1 1	1 J _	,'?*^   х	
1 л	1 1	\/	1 Г ч->^ / -	Т" -      J "     Секунды
IU 7П		\ь	/X/	
зл		\У^		
3U <tO	"			
Фиг. 124. Кривые затухания компаса А-4 при разных температурах.
§ 22.  Типы компасов, их конструкция и монтаж                                                                                                                                                                           155
Компас устанавливается на приборной доске пилота так,
чтобы при положении самолета в линии полета картушка ком-
паса была строго горизонтальна. Компас устанавливают на
приборной доске в отверстие диаметром 80 мм и крепят при
помощи крепежного кольца.
Декремент затухания компаса около 3,5; время успокоения
около 25 сек.; угол увлечения при скорости вращения компаса,
равной Vj0 об/сек, составляет 15-20°; застой меньше 0,5°.
На фиг. 126 приведены кривые затухания компаса КИ-11
при различных температурах.
Время дохода до нуля при отклонении от магнитного ме-
ридиана на 90° составляет около 3 сек. при нормальной тем-
пературе. Время успокоения при отклонении на 90° от магнит-
ного меридиана составляет около 20 сек. при нормальной тем-
пературе. Декремент затухания компаса около 3,5.
Угол увлечения при скорости вращения компаса, равной
'/]0 об/сек, составляет 15-20° при нормальной температуре.
Вес картушки в воздухе 9,5 г, в лигроине - около 2 г.
Магниты в компасе КИ-11 такие же, как и в компасе А-4.
Монтаж компасов на самолете. При установке
компаса на самолете необходимо учитывать следующие требо-
вания.
Пилот должен хорошо видеть компас, не изменяя поло-
жения головы. Лучше всего пользоваться компасом с верти-
кальной картушкой, установленным в верхней части прибор-
ной доски прямо против пилота.
Для штурмана 'лучше всею устанавливать компас прямо пе>
ред его рабочим местом, несколько ниже уровня глаз.
Компас нужно устанавливать дальше от постоянных и осо-
бенно от. переменных магнитных полей, имеющихся на само-
лете.
Следует помнить, что действие куска стали на магнитную
стрелку обратно пропорционально кубу расстояния между ними;
поэтому иногда достаточно отодвинуть компас от источника
магнитного поля на несколько сантиметров, чтобы получить
заметное уменьшение девиации.
Электрические приборы на самолете нужно обязательно
экранировать, а электропроводку постоянного тока вести би-
филярно, т. е. свивать провода от плюса бортовой сети с про-
водами от минуса.
Установка компаса должна обеспечивать легкий доступ к
девиационному прибору и к стопорному винту его крепежного
кольца.
Курсовая черта компаса должна находиться в плоскости
симметрии самолета или быть ей параллельной.
18
Фиг. 125. Конструкция компаса КИ-11:
1-магниты, 2-поплавок, 3-лимб, 4-втулка, 5-шпилька, б-топка, 7 - колонка,
?-амортизационная пружина, 9-скоба, 10-котелок, Л-курсовая черта, 12-стекло,
13-прокладка, 14-кольцо крепления стекла, 15-винты крепления стекла, 16 -деко"
ративное кольцо, П-электролампочка, 18- винт дееиационного прибора, /9-тормо-
зящая пружина, 20-корпус девиационного прибора, 21-девиационные магниты,
22-пробка наливного отверстия, 23-свинцовая прокладка, 24-вилка, 25-штепсель,
2б-накидная гайка, 27-ниппель, 2S-крышка, 29-винты крепления крышки, 30-про-
кладка, 31-высотная камера.
158
Глава четвертая. Магнитные компасы
тиц 90 80 70 SO SO 40 . зо Q <0 ^ 20 Ъ й 10 ч ч 0 10 20 30 ьп				
	\			
				
				
				
		_--/5а		
		U--^'		
		1        ^ I		
		I i		
		">>> I Л	V~'v - . Yf          'л". _Hs"	
		' " ! '	ГЪу*-*^	^ сенунды   3i,
		^| /		
	\	Y V/-1	^+50°	
		V/		
Фиг. 126. Кривые затухания компаса К.И-11 при разных температурах.
§' 23. Девиация магнитного компаса_________    ]59"
§ 23. Девиация магнитного компаса
Сведения из теории девиации. Брусок же-
леза, внесенный в магнитное поле, начинает проявлять свойства
магнита, т. е. притягивать к себе железные и стальные пред-
меты и отклонять магнитную стрелку в том или ином направ-
лении. Свойство магнитного поля возбуждать магнетизм в каж-
дом куске железа, внесенном в него, называется магнитной
индукцией железа. По характеру влияния на него магнитной
индукции железо может быть двух родов: твердое и мягкое.
Железо, твердое в магнитном отношении, плохо подается
намагничиванию, но, будучи намагничено, с большим трудом
теряет свой магнетизм по окончании воздействия внешнего
магнитного поля. Такое железо обладает задерживающей, или
коэрцитивной, силой. Большой коэрцитивной силой обладает
сильно закаленная сталь и сплавы ее с другими металлами.
Железо, мягкое в магнитном отношении, находясь под влия-
нием любого, даже слабого намагничивающего источника, на-
магничивается очень легко, но сохраняет магнитные свойства
лишь до тех пор, пока на него действует этот источник. При-
мером такого железа является мягкое поделочное железо, ков-
кий чугун и т. д. Коэрцитивная сила такого железа близка
к нулю. При этом мягкое железо никогда не бывает таким
чистым, чтобы после прекращения действия поля в нем не
оставалось некоторого незначительного остаточного магне-
тизма.
Компас, установленный на самолете, находится в магнитном
поле, которое слагается из двух полей: магнитного поля Земли
и магнитного поля самолета. Магнитное поле самолета создает-
ся источниками магнитного влияния, находящимися на самом
самолете. Магнитное поле самолета можно разложить на два
поля: постоянное магнитное поле самолета, сохраняющее свои
размеры и направление относительно оси самолета, и перемен-
ное магнитное поле самолета, изменяющееся по направлению
и по силе при изменении положения самолета относительно
меридиана.
Постоянное магнитное поле создают стальные части (твер-
дое железо) самолета и его оборудования. Они представляют
собой постоянные магниты, так как сталь удерживает в тече-
ние долгого времени наведенный тем или иным путем магне-
тизм. Переменное магнитное поле создают железные предметы
(мягкое железо), так как они обладают способностью немед-
ленно намагничиваться в магнитном поле Земли вследствие
индукции.
Девиация, вызываемая постоянным магнитным полем са-
молета, сравнительно велика (до 40° и более), тогда как де-
160
Глава четвертая. Магнитные компасы
виация, вызываемая переменным магнитным полем, обычно
мала. Объясняется это тем, что в основном в конструкцию са-
молетов входит сталь, а мягкое железо сравнительно мало.
На фиг. 127 буквой Н обозначена горизонтальная состав-
ляющая земного магнитного поля, а Нг - горизонтальная со-
ставляющая постоянного магнитного поля самолета. Направ-
ление вектора Нг составляет с осью самолета некоторый угол,
неизменный при повороте самолета и установке его на любой
курс.
•Фиг. 127. Горизонтальная
составляющая земного
магнетизма и девиация.
Фиг. 128. Отсутствие       Фиг. 129.- Появление
девиации при совладе-  девиации при несовпаде-
нии векторов Н и Hi.   ими векторов Н и Н\.
Если установить самолет так, чтобы векторы Н и Нг совпа-
ли (фиг. 128), девиация будет равна нулю.
Если продолжать поворачивать самолет по часовой стрелке,
то силы Н и Я,, складываясь, будут давать равнодействующую F
(фиг. 129). Магнитная стрелка компаса установится в направ-
лении этой равнодействующей, т. е. направление линии OF
будет компасным меридианом, угол у будет компасным кур-
сом, а угол НОР - девиацией Дк на этом курсе. Таким образом
девиация является разностью между магнитным и компасным
курсами.
Продолжая поворачивать самолет, можно видеть, что де-
виация достигнет максимальной величины, затем будет умень-
шаться и, наконец, дойдет до нуля, когда вектор Нг будет на-
правлен в сторону, противоположную вектору Н (фиг. 130).
При дальнейшем повороте самолета девиация опять начнет
увеличиваться до максимального значения, но будет иметь уже
противоположный знак.
Следовательно, девиация, возникающая под влиянием по-
стоянного магнитного поля самолета, при развороте самолета
§ 23. Девиация магнитного компаса
161
на 360° придет к нулю два раза и два раза переменит свой
знак; такая девиация называется полукруговой.
Девиация, вызываемая мягким железом, за время разво-
рота самолета на 360° изменяет свой знак четыре раза и на-
н,
Н,   j.
М Z   4   S   8 ЕЮ 12 Н   16 S  20 22 24 2SW28 90 32 34   И
*• -		11				-5	Ь^	п		- 1	__ \\\																			г	^	7*	J --.	7	•ни +§ п
-													S	5ч	-ч	5V	S	чк						я"	*>	7	t	/	,						-5 -10
Фиг. 130. Полукруговая девиация.
зывается четвертной. На фиг. 131 изображено появление чет-
вертной девиации в том случае, если на самолете вблизи ком-
паса помещен железный стержень, расположенный вдоль про-
дольной оси самолета.
При установке самолета на север в железном стержне под
влиянием земного магнитного поля возникнет магнетизм, при-
11 Приборы на самолете
162
Глава четвертая. Магнитные компасы
чем северный полюс будет на том конце стержня, который на-
правлен на север. В этом случае девиация равна нулю.
При установке самолета на курс 45° стержень, притягивая
южный конец стрелки компаса, вызовет девиацию со знаком
плюс.
*-L
+л
-*н
V  г   4   е   8 ЕЮ 12  14 1В 5   20 22 24 2BW26 30 32 34 Л																																			г +fff +5 \*. 0
																																			
(-• \А т>~	V		е"		ST	[ч	\										Л	~/				^	_i	^	\										
								1	ч	^	1		-я	ч	и	/										\	ч		=		г=	^	/		-5 -10
Фиг. 131. Четвертная девиация.
При установке самолета на курс 90° девиация будет вновь
равна нулю, так как железный стержень станет перпендику-
лярно направлению земного магнитного поля.
На курсе 135° северный полюс образуется на другом конце
железного стержня и стрелка компаса отклонится влево.
ff 23. Девиация магнитного компаса____                                                                                                                                                                                  163
На курсе 180° девиация будет опять равна нулю.
Продолжая поворачивать самолет и устанавливать его на
курс 225, 270 и 315°, увидим, что девиация будет иметь знак
плюс, затем уменьшится на курсе 270° до нуля, а на курсе 315°
будет иметь знак минус.
Девиацию компаса на самолете определяют путем после-
довательной установки самолета на восемь основных магнит-
ных курсов с одновременным отсчетом компасных курсов. Раз-
ность между магнитным и компасным курсами является де-
виацией для данного магнитного курса.
Кривая девиации математически выражается формулой
Дк = A -f В sin АГ+ С cos К + D sin 2/С + Е cos 2K,
где Дк - девиация для любого курса;
К - соответствующий магнитный курс;
А, В, С, D и Е - коэфициенты, постоянные для данной установки
компаса и зависящие ог магнитного поля Земли; А - коэфи-
циент, характеризующий постоянную девиацию, которая об-
условливается главным образом инструментальными ошибками
компаса и установочной ошибкой; В и С - коэфициенты полу-
круговой девиации, происходящей от постоянного магнитного
поля самолета, т. е. вызванной твердым железом; D и ? - ксэ-
фициенты четвертной девиации, происходящей от магнетизма,
индуктированного в мягком железе.
Величины этих коэфициентов могут быть определены сле-
дующими приближенными формулами:
_  Д0 + А45 + -190 + Д135 + -Ч80+->225 + -'270+->315
A---                                                                                                                                                                                                                                                           g                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                   ,
В=~ ж
с=
Д<И1 - Д270
2
АО - Д180 .
2
Л_    Д45 - Al35 + A22S ~ --31Б   .
.                                                                                                                                                                                                                     ,
р__   Др - Д90 + Д180 ~ Д270
?_                                                                                                                                                                                              -                                                                                                                                                          ,
где Д0 - девиация на курсе 0°;
Д90 - девиация на курсе 90° и т. д.
Зная величины коэфициентов девиации, можно найти при-
чину, вызывающую девиацию, а также проверить результат
работ по определению девиации. Например, можно вычислить
п*
164
Глава четвертая. Магнитные компасы
девиацию для 16 курсов и построить более точный график де-
виации.
В тех случаях, когда девиация компаса превышает 10°, ее
необходимо устранить или уменьшить.
Принцип устранения полукруговой девиации заключается в
следующем. Пусть вектор F (фиг. 132) определяет силу и на-
правление постоянного магнитного поля самолета. Вектор F
можно разложить на горизонтальную составляющую Ht и вер-
N                                                                                                                              S
У
-~ ~~ ±
Фиг. 132. Разложение силы девиации.
Фиг. 133. Принцип
действия девиациоиного
прибора:
J-минимальное действие маг-
нитного поля,  2- максималь-
ное действие, 3-среднее по-
ложение.
тикальную составляющую Z. Сила Ht вызывает девиацию ком-
паса, сила Z заставляет картушку наклоняться и не вызывает
девиации при нормальном положении самолета. Силу Яг мож-
но разложить на составляющие, выбрав осями координат про-
дольную и поперечную оси самолета. В результате получатся
силы X и Y.
Для устранения девиации нужно уничтожить влияние этих
сил на картушку компаса, т. е. создать силы, равные по вели-
чине силам X и Y, но противоположные по направлению. Прак-
тически это выполняется при помощи магнитов, помещаемых
под котелком компаса. Магниты, предназначаемые для ком-
пенсации силы X, располагаются параллельно оси симметрии
самолета (продольные магниты); магниты, предназначаемые
для компенсации силы У, располагаются перпендикулярно оси
самолета (поперечные магниты).
Принцип изменения силы воздействия девиационного при-
бора поясняется на фиг. 133. Если два равных по силе магнита
направить в одну сторону разноименными полюсами, то они
§ 23. Девиация магнитного компаса                                                                                                                                                                                                                                                                                                   \ 65
перестанут проявлять свои магнитные свойства. Изменяя поло-
жение магнитов, можно изменять, т. е. увеличивать или умень-
шать, действие их магнитного поля. Если магниты располо-
Фиг. 134. Девиационный прибор:
1-корпус, 3- поперечные  валики,  3-продольные валики, 4-длинные продольные
валики, 5-магниты-уничтожители.
,'
жить один за другим, то их магнитное поле достигнет наиболь-
шего влияния на картушку компаса.
Девиационный прибор (фиг. 134) состоит из двух попереч-
ных и четырех продольных валиков с зубчатками для передачи
вращения. Два крайних продольных валика удлинены и в них
сделаны шлицы под отвертку. В двух поперечных и двух про-
дольных валиках вставлены маг-
ниты-уничтожители. Вращая уд-
линенные валики, подбирают та-
кое положение магнитов-уничто-
жителей, при котором девиация
имеет наименьшее значение.
Такой Девиационный прибор
компенсирует только полукруго-
вую девиацию. Четвертную де-
виацию нельзя устранить при по-
мощи магнитов, а можно компен-
сировать при помощи брусков
мягкого железа, помещенных
симметрично сбоку, сверху или снизу компаса (фиг. 135).
Определение и устранение девиации. Девиа-
цию определяют последовательной установкой самолета на во-
семь основных магнитных курсов (0, 45, 90, 135, 180, 225, 270
и 315°) с записью показаний компаса на этих курсах. Устано-
вить самолет на эти курсы можно различным образом. Напри-
мер, нанести на цементной площадке при помощи мела и шнура
Фиг. 135. Расположение брусков
мягкого железа   около компаса
для уничтожения четвертной
девиации.
166
Глава четвертая. Магнитные компасы
А пиЬаЗа.
Липе
линии основных курсов и установить самолет параллельно этим
линиям. Чаще всего устанавливают самолет на любой магнит-
ный курс при помощи девиационного пеленгатора.
При определении девиации пеленгатором на аэродроме вы-
бирают открытую ровную площадку, удаленную от ангаров,
мастерских и других зданий не меньше, чем на 100 м. С этой
площадки определяют девиационным пеленгатором один или
два пеленга отдаленных ориенти-
ров. Пеленгом называется угол, со-
ставленный меридианом и направ-
лением на удаленный предмет.
Девиационный пеленгатор (фиг.
136) состоит из азимутального кру-
га (лимба) с градусными деления-
ми, небольшой буссоли, помещен-
ной в центре лимба, алидады с ви-
зирным устройством и кронштейна.
Азимутальный круг с делениями
от нуля до 360° может вращаться
вокруг своей оси. Для придания
кругу .горизонтального положения
на нем имеется круглый уровень.
Алидада представляет собой ли-
нейку, которая   может   вращаться
относительно центра лимба. Визир-
ное устройство алидады состоит из
двух подъемных диоптров: глазно-
го, выполненного в виде пленки с
визирной  целью,   и   предметного,
имеющего вид рамки с вертикаль-
но натянутой нитью.   Для  грубой наводки  глазной   диоптр
имеет прорезь, а предметный - мушку.   На  концах  алидады
имеются риски для отсчета пеленгов по лимбу.
При помощи шарового кронштейна лимбу придается гори-
зонтальное положение. При помощи скобки с винтом пеленга-
тор может быть прикреплен к треноге или к самолету.
Для определения пеленга пеленгатор укрепляют на треноге
или на подставке, не содержащей стали или железа, и уста-
навливают в центре выбранной площадки. Лимб пеленгатора
в горизонтальном положении ориентируют по магнитной стрел-
ке и закрепляют. Для ориентировки лимба совмещают метку
на конце буссоли с меткой на конце стрелки.
Затем наводят диоптры алидады на какой-либо местный
предмет, удаленный от площадки не менее чем на километр,
и отсчитывают магнитный пеленг этого предмета. В качестве
пеленгуемых предметов выбирают отдаленные здания, фабрич-
Фиг. 136. Девиационный
пеленгатор.
________§ 23. Девиация магнитного компаса________      167
ные трубы и т. д. Место, с которого был взят пеленг, чем-ни-
будь отмечают.
Далее составляют таблицу курсовых углов для восьми
основных курсов. Курсовым углом называется угол, составлен-
ный осью самолета с направлением на удаленный предмет.
Для курса 0° курсовой угол и магнитный пеленг будут оди-
наковыми, для других курсов курсовой угол равен магнитному
пеленгу минус магнитный курс самолета:
МК = МП - КУ.
Перед выводом самолета на поверочную площадку осматри-
вают компасы и самолет. Компасы должны быть исправными,
вооружение и оборудование самолета должно быть на. своих
местах. Магниты девиационного прибора компаса ставят в ней-
тральное положение.
Если возникает сомнение, что девиация будет изменять
свою величину в зависимости от того, работает двигатель са-
молета или нет, компасы проверяют при работающем двига-
теле. Для этого самолет устанавливают на какой-либо курс
и, укрепив его, запускают двигатель, давая ему работать на
среднем режиме, обычном в нормальных условиях полета. Если
при работе двигателя получаются небольшие расхождения в
• показаниях компаса, не превышающие величины застоя кар-
тушки, то считают, что показания компаса не зависят от рабо-
ты двигателя.
Если окажется, что величина девиации зависит от работы
двигателя, то необходимо определить девиацию на восьми кур-
сах при работающем двигателе. На самолет, стоящий на пло-
щадке, устанавливают девиационный пеленгатор (линия 0-180
должна совпадать с продольной осью самолета) и ставят са-
молет в линию полета на курс 0°. Для этого на шкале визира
пеленгатора устанавливают отсчет курсового угла для магнит-
ного курса 0° и провертывают самолет до тех пор, пока ориен-
тир не попадет в плоскость визирования. Затем, дав компасам
успокоиться в течение 2-3 мин., отсчитывают компасные кур-
сы. Разность между магнитным курсом, на который был уста-
новлен самолет, и компасным курсом является девиацией. То
же caivtoe производят на остальных семи курсах. В результате
получают таблицу девиации для проверяемых компасов.
На фиг. 137 изображена установка самолета на магнитный
курс 45° при помощи девиационного пеленгатора. При взятии
отсчетов следует слегка постукивать пальцами по котелку или
стеклу компаса для уменьшения влияния застоя. После опре-
деления девиации устраняют установочную ошибку компаса.
Установочная ошибка компаса является следствием неточ-
ного расположения курсовой черты компаса, поэтому ее назы-
768
Глава четвертая. Магнитные компасы
I
вают иногда ошибкой курсовой черты. Эта ошибка входит в
коэфициент А в уравнении девиации, приведенном выше. При
правильном положении курсовой черты линия, проходящая че-
рез курсовую черту и центр компаса, должна быть параллельна
продольной оси самолета.
Установочная ошибка определяется алгебраическим сложе-
нием остаточной девиации и делением полученной суммы на 8
(число курсов, на которых определена остаточная девиация).
Устраняют установочную
ошибку поворотом компаса во-
круг оси. Если установочная
ошибка имеет знак плюс, то для
ее устранения поворачивают ко-
телок компаса по часовой стрел-
ке на угол, равный установочной
ошибке. Если установочная
ошибка имеет знак минус, то по-
ворачивают котелок компаса про-
тив часовой стрелки.
Оценивают величину угла по-
ворота котелка   по   показаниям
компаса или по делениям, нане-
сенным на установочном кольце
компаса через 1°,   Так как при
повороте котелка   девиация из-
меняется  на  величину  поворо-
та, то в таблицу девиации вносят исправления,  алгебраически
прибавляя к величине девиации на каждом курсе установоч-
ную ошибку.
Если девиация магнитного компаса на различных курсах
имеет значительную величину, то ее уменьшают при помощи
девиационного прибора. Для этого самолет устанавливают на
магнитный курс 0° и, вращая поперечные магниты девиацион-
ного прибора при помощи отвертки, изготовленной из антимаг-
нитного материала, доводят девиацию компаса до нуля
(фиг. 138,а). Затем, установив самолет на магнитный курс
90°, вращением продольных магнитов доводят девиацию и на
этом курсе до нуля (фиг. 138,6). После этого устанавливают
самолет на магнитный курс 180° и, если на этом курсе наблю-
дается девиация, то ее уменьшают до половины, вращая, попе-
речные магниты (фиг. 138,0). Установив затем самолет на
магнитный курс 270°, уменьшают имеющуюся девиацию до по-
ловины, вращая продольные магниты (фиг. 138,г). Наконец,
последовательно устанавливая самолет на магнитные курсы О,
45, 90, 135, 180, 225, 270 и 315°, отсчитывают и записываю!
остаточную девиацию для каждого курса.
Фиг. 137. Установка самолета на
itypc  при помощи девиационного
пеленгатора.
§ 23. Девиация магнитного компаса
1R9
J        ?    I
1   *я А_
:    Л    ч
\\^иЛ
* \Т\    *
170
Глава четвертая. Магнитные компасы
Далее вычисляют девиацию по формуле девиации, данной
выше для 16 курсов, и если вычисленная девиация расходится
иа каком-либо курсе с наблюденной более чем на 2°, то необ-
ходимо повторить снятие остаточной девиации, так как это
расхождение указывает на ошибку. При этом нельзя зара-
V  г   4   е   з Е ю <2   п  ts  S го гг д> ггуау зо jz з" /У
•ми tj а '5																																					*5 0 -5 -"
	-•	-И es=	- •	-				--.	-",	•ч,			*-•	•tal.	is"	"ч.	•>	-ii		-	-	--									- "				^	ca	
											-																										
																																					
'% "v * ч". "QUJS s * * о .g а я s^s 5 s? a *																																					
Фиг. 139. График девиации:
----- девиаций летчика,
-----девиация штурмана.
нее сказать, что ошибка явилась результатом неправильного
снятия девиации только на этом курсе.
При совпадении вычисленной и наблюденной девиации
строят график девиации (фиг. 139) для данного самолета.
Обычно на график наносят две кривые: красной линией - кри-
вую для компаса штурмана и синей линией - кривую для ком-
Нурсы
Н  W 20 30 40 50 ВО 70 SO 9D JOOIW ПО 130 140 150 1RO П013 О Г90
МН    bllllllllllirllllJjlMlllnilllll llm ll.lMJMlllM,
""    ^п^ипрп^ммрчцшчпи^мцмщми^и^ппри^иТГгЛГ
/If 10 20 30 40 50 60 70 SO 30 100 ПО Ш Ш140 ISO 160 ПО 180190
1g0190ZOOZlO Z2023Q240250ZBOZ702B02903003W 320330340350360 10
<""    lllllllllllni.ini ll HMllllllllnlMI.il,. I lll,.i...,l,,,.l,,. ill,, , l..,.l.i,.ll.,ll,,,lli,,.l
++tt
WMttti4
^^|Mn|i7rrrTT[T|nTr|inipinjriif|ri.i|.iii(iMifm-rjii(i|iui|.i.. MI (iiiiiji.! i| I(II|ITITT-
rSOJ90200210Z20230Z40 250 260 270280290 300370320 330340350360 W
Дата
Фиг. 140. График перевода курсов.
паса летчика. Затем составляют график перевода курсов
(фиг. 140).
График девиации дает наглядное представление о характе-
ре девиации; график перевода курсов не требует никаких вы-
числений, поэтому наиболее удобен в полете.
График девиации дает возможность проанализировать по-
лученные результаты снятия и устранения девиации. При ана-
лизе можно пользоваться следующими соображениями.
§ 23. Девиация магнитного компаса
171
ЧЦИИ.
Если остаточная девиация имеет вид графика, изображен-
ного на фиг. 141, то полукруговая девиация полностью не
уничтожена и, следовательно, ее легко можно довести до
нуля девиационным прибором для
уничтожения полукруговой девиации.
Из графика фиг. 142 видно, что
девиация почти доведена до нуля, но
имеется установочная ошибка.                                                                                                                                                                                                                             фиг И] ф                                                                                                                                                                                            й
Из графика   фиг. 143 видно, что    наличии полукруговой деви-
имеются   полукруговая   девиация   и
установочная   ошибка,   на  величину
которой график сдвинут кверху.
На графике фиг. 144 девиация
имеет четвертной характер и показы-
вает наличие на самолете мягкого
железа. Неправильный характер гра-
фика на фиг. 145 обнаруживает нали- ПРИ на(tm)И|буксит.ан°вочн°и
чие полукруговой и четвертной девиа-
ции.
В каждом отдельном случае после
анализа графика девиации следует
решить, можно ли давать график на
самолет и нет ли необходимости пред-
1 __		- \
г		]
1         90 1	ido     z'io	Т
Фиг. 142.	Форма кривой	
Установочная ошабйа
зее
Фиг. 143. Форма кривой при
наличии полукруговой деви-
варительно ликвидировать установоч-
ную ошибку или окончательно унич-    ации и установочной ошибки.
тожить девиацию.
Определение девиации в
полете. На тяжелых самолетах по-
сле уничтожения девиации на земле
остаточную девиацию снимают в по-
лете.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                             Фиг. 144. Форма кривой при
Девиация   в   полете может   быть    наличии   четвертной девиа-
определена способом пеленгации ли-                                                                                                                                                                                                                                                                                ции-
нейного ориентира и способом пелен-
гации тени самолета.
Способ пеленгации линейного ори-
ентира заключается в том, что в то
время как самолет пролетает над ли-   Ф"г. 145. Форма кривой при
НеЙНЫМ    Ориентиром,   магнитный   пе-   наличии лолукругоаой и чет-
ленг которого известен, определяют в         вертной девиации
некоторый момент курсовой угол ори-
ентира. По формуле магнитный курс равен магнитному пелен-
гу минус курсовой угол определяют магнитный курс самолета
для момента снятия курсового угла. В момент взятия курсового
угла ориентира замечают показание компаса; разница между
'магнитным и компасными курсами даст девиацию.
N^7	ISO	270 /Л
т		
172
Глава четвертая. Магнитные компасы
В качестве линейного ориентира обычно выбирают прямо-
линейный участок шоссейной или железной дороги в 3-5 км.
Порядок соблюдения курсов безразличен, но для удобства его
выбирают таким, как показано на фиг. 146.
Способ пеленгации тени самолета основан на следующем.
Магнитный пеленг тени самолета может быть вычислен для
любого момента дня. В полете достаточно заметить время в
момент взятия курсового угла тени, чтобы, имея магнитный
пеленг и курсовой угол тени са-
молета, определить магнитный
курс. 3)аметив показание ком-
паса в момент взятия курсового
угла, можно получить девиацию.
Вычисление азимутов солнца
требует астрономических таблиц
И на практике неудобно. Обычно
определяют девиационным пе-
ленгатором магнитный пеленг
тени для некоторого момента.
В дальнейшем считают с доста-
точной для практики точностью,
нто магнитный пеленг тени уве-
личивается каждые 4 мин. на 1°.
Работа в полете сводится н
определению курсового угла те-
ни самолета, фиксированию это-
го момента и к одновременному
фиксированию показаний компаса.
Способ этот удобнее и более точен, чем способ пеленгации
линейного ориентира, но пользоваться им можно только в усло-
виях видимости солнца.
Изменение девиации со временем. Остаточная
девиация практически не меняет своего значения в течение 2-
3 месяцев. После этого девиацию необходимо определять вновь.
Однако срок этот может сократиться, если на самолете произой-
дут перемены, которые могут оказать влияние на девиацию:
смена двигателей, вооружения, приборов и т. д. После таких
перемен девиацию нужно выверять вновь.
Кроме того, девиацию может изменить также вибрация, осо-
бенно от пулеметной стрельбы, поэтому при частой пулеметной
стрельбе необходимо чаще выверять девиацию.
§ 24. Поведение компаса в полете
Даже при прямолинейном горизонтальном полете пользо-
вание магнитным компасом сопряжено с рядом трудностей, так
Фиг. 146. Схема пути самолета при
определении девиации по линейному
ориентиру.
§ 24. Поведение компаса в полете___                                                                                                                                                                                                                       173
как самолет совершает непрерывные колебания вокруг своих
осей. Колебания самолета вызывают дополнительные погреш-
ности компаса, которые выражаются в незатухающих колеба-
ниях, а иногда в уводе магнитной системы в сторону от ком-
пасного меридиана. Существуют четыре вида дополнительных
погрешностей компаса.- креповая девиация, северная поворот-
ная ошибка, увлечение и инерционная погрешность.
Креповая девиация возникает при кренах самолета относи-
тельно плоскости картушки. Сила самолетного магнетизма F
может быть разложена на две составляющие, из которых одна Z
направлена по вертикальной оси самолета (см. фиг. 132).
При кренах самолета составляющая Z наклоняется вместе
с ним и дает в свою очередь проекцию на плоскость картушки,
равную Z'=Z-sina, где a - угол продольного крена, или
Z'=Z-sin Р, где р-угол поперечного крена.
При продольных кренах сила Z' направлена вдоль самоле-
та (фиг. 147,а), дри поперечных кренах - поперек самолета
(фиг. 147,6).
Рассматривая силы, действующие на магнитную систему в
плоскости картушки, и складывая по правилу параллелогра-
ма силу Z' с горизонтальной составляющей земного магнетиз-
ма Н, получаем равнодействующую силу Я', вдоль которой
устанавливается магнитная система. Угол между векторами Я
и Н' представляет собой креновую девиацию компаса.
Северная поворотная ошибка возникает при наклонах кар-
тушки относительно плоскости горизонта. Причиной этой ошиб-
ки является влияние вертикальной слагающей Z земного маг-
нетизма, которая дает проекцию на плоскость картушки ком-
паса.
При нормальном полете вертикальная слагающая Z перпен-
дикулярна плоскости картушки и не влияет на ее направление.
Если картушка наклонена к горизонту на некоторый угол р,
то сила Z дает проекцию на плоскость картушки, равную
Z'=Z'Sin P. Проекция горизонтальной составляющей земного
магнитного поля Я даст некоторую силу Я', величина которой
зависит не только от угла крена |3, но и от направления этого
крена.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                   i •(• \ ••>-• ' i •
Складывая по правилу параллелограма силы Z' и Н', по-
лучим направление равнодействующей силы Я", по которому
будет располагаться магнитная система компаса. Угол меж-
ду равнодействующей силой Я" и магнитным меридианом даст
величину северной поворотной ошибки.
Известно, что при виражах самолета маятник, помещенный
на самолете, располагается по равнодействующей центробеж-
ной силы и силы тяжести. Поскольку картушка компаса являет-
€я маятником, при вираже самолета она наклоняется отно-
174
Глава четвертая. Магнитные компасы
сительно горизонта в ту же сторону, что и самолет. При пра-
вильном вираже угол наклона картушки к горизонту равен
поперечному крену самолета.
Рассмотрим северную поворотную ошибку при вираже са-
молета на различных курсах.
Фиг. 147. Креповая девиация.
Допустим, что самолет выполняет вираж с креном и на-
ходится в данный момент на курсе 0° (фиг. 148,а).
Проекция вертикальной составляющей Z на плоскость кар-
тушки равна Z'=Z-sinf!. Горизонтальная составляющая Я про-
ектируется на ту же плоскость полностью.
Для этого случая северная поворотная ошибка определяет-
ся из соотношения
,       Z sin 8
tgY = -      .                                                                                                                                                                                                              •
ё '      Н
\
Аналогичное выражение для северной поворотной ошибки
получим, если рассмотрим момент виража, когда самолет на-
правлен на курс 180°. Если самолет находится в данный мо-
§ 24. Поведение компаса в полете
!7&
мент на курсе 90 или 270° и совершает   вираж к югу (см.
фиг. 148,6), вертикальная и горизонтальная составляющие да-
дут прое'кции Z' и Н' на плоскость картушки.
Величина этих составляющих равна
Z'=Zsin?=rsiaesinp;
Я'=Ясозр=Гсозвсо8р,
где в - угол наклонения.
ZSinp
Фиг. 148. Возникновение северной поворотной ошибка:
а-курс 0°, б- курс 90°.
Направляющая сила компаса, устанавливающая магнитную
систему в направлении на север, при этом уменьшается; ее ве-
личина будет равна разности сил Н' и Z':
Н" = Н' - 2' = r(sin в sin р - cos в cos p).
В случае если (3 = 90-0, значение Я" станет равным нулю
и компас полностью потеряет направляющую силу. Такой угол
крена называется критическим.
При кренах менее критического магнитная система уста-
навливается на север, хогя направляющая сила и уменьшается.
176
Глава четвертая. Магнитные компасы
При кренах более критического магнитная система стремится
повернуться на 180° и вращается вместе с самолетом. На
фиг. 149 показаны линии критических кренов для территории
СССР.
Увлечение картушки происходит вследствие того, что
жидкость, заполняющая котелок компаса, приходит во вра-
щение во время виража. Вращение жидкости объясняется си-
лами трения, возникающими между жидкостью и стенками
"^ .    д Р__ 30---
tk^Pjilll ад"-f4
-7!=--7-7Г-                                                                                                                                                    \
Фиг. 149. Линия критических кренов для Европы и Азии.
котелка при вращении последнего. В процессе виража скорость
вращения жидкости с течением времени постепенно увеличи-
вается и при очень" длительных виражах может достигнуть
скорости виража. После прекращения виража жидкость про-
должает вращаться по инерции до тех пор, пока вращение ее
не прекратится из-за трения о котелок.
При своем вращении жидкость увлекает за собой картушку
компаса на некоторый угол относительно меридиана. Ошибка
•от увлечения тем больше, чем больше затухание компаса и
чем большую скорость приобрела жидкость к концу виража.
Инерционная ошибка компаса возникает под влиянием
ускорений, действующих на неуравновешенные части кар-
тушки. Как сказано выше, южный конец магнитов магнитной
системы компаса в северном полушарии снабжается грузом,
уравновешивающим действие вертикальной составляющей зем-
ного магнитного поля. Под действием периодических возмуще-
ний, например, при полете в болтанку, возникают инерционные
силы, заставляющие магнитную систему колебаться относитель-
но положения ее равновесия.
В процессе полета могут иметь место также длительные
ускорения, вызывающие одностороннее отклонение магнитной
системы от меридиана. Такие ускорения возникают, например,
при неправильном вираже (плоский разворот, вираж со сколь-
жением) или при изменении скорости полета. .
Следует заметить, что ускорения действуют также на ниж-
ний маятник магнитной системы, вызывая ее крены как отно-
§ 24. Поведение компаса в полете____                                                                                                                                                                                                       177
сительно горизонта, так и относительно самолета. Это может
привести к образованию креповой и северной поворотной оши-
бок даже при отсутствии виража.
Таким образом колебания самолета вокруг его осей и из-
менение режима полета могут привести к колебаниям картуш- ч
ки компаса. При неблагоприятных атмосферных условиях эти
колебания могут достигать 10-15° и более, что весьма затруд-
няет пилотирование самолета. В таких случаях выбирают какой-
лкбо отдаленный ориентир и ведуг машину на этот ориентир.
Изредка смотрят на компас и проверяют правильность курса.
Для определения курса, по которому фактически следует
самолет, штурман периодически наблюдает за компасом. Серия
наблюдений, произведенных одно за другим с небольшими ин-
тервалами, может довольно точно указать средний компасный
курс самолета.
Вследствие ряда погрешностей и недостатков в работе ком-
пас не может обеспечить точного и прямолинейного полета но
курсу и поэтому на самолете, кроме компаса, устанавливают
указатель поворота и ряд других приборов.
12 Приборы на самолете
ГЛАВА ПЯТАЯ
ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ
§ 25. Понятие об электрических авиационных приборах
С появлением больших многомоторных самолетов, которые
могут находиться в воздухе много часов, появилась необходи-
мость уделять большее внимание контролю за полетом, за ра-
ботой сложных авиационных двигателей. Увеличение разме-
ров воздушных кораблей удалило авиационные двигатели на
много метров от управляющего ими человека. Замечательное
развитие электротехники, вошедшей буквально во все области
техники, не могло не затронуть и авиацию. На самолетах по-
явилось солидное электрическое оборудование для выполнения
ряда вспомогательных функций, для питания радиостанций,
для освещения и т. д.
Удобство передачи сигналов по проводам и развитие мето-
дов дистанционного измерения способствовало появлению на
самолете электрических приборов. Длинные гибкие передачи,
применяемые в неэлектрических приборах, так же, как и длин-
ные трубки, ненадежны, неудобны в эксплоатации и при заме-
не. В электрических приборах дистанционные передачи осуще-
ствляются по проводам. Электроизмерительные приборы чаще
всего имеют подвижную часть со стрелкой, на оси которой раз-
вивается вращающий момент под влиянием изменения какой-
либо электрической величины. В большинстве случаев авиаци-
онные электроприборы измеряют величины не электрические,
а совершенно другой физической природы, например, темпера-
туру, скорость, объем и пр. Поэтому необходимо иметь проме-
жуточное устройство, преобразующее измеряемые неэлектриче-
ские величины в электрические.
Основным преимуществом электроизмерительных приборов
является возможность отнести измерительный прибор-указа-
тель от места измерения на любое расстояние, т. е. получить
дистанционные измерительные приборы. В настоящее время
электрические авиационные приборы занимают господствующее
место на самолете.
§ 26. Законы постоянного электрического тока                                                                                                                                                                                                                                       179
Развитие авиационной автоматики идет также по линии
использования электрических устройств. Появились и уже ра-
ботают на наших самолетах электрические автоматы регулиро-
вания температуры; разработаны конструкции электрических
автоштурманов; на смену гидравлическому автопилоту идет
электрический; пневматическая гироскопия уступает место элек-
трогироскопии.
Конструкторская мысль работает над новыми приборами,
более точными, более удобными, решающими все более слож-
ные задачи. С каждым годом будут появляться новые электри-
ческие приборы, облегчающие человеку контроль над авиаци-
онными двигателями и помогающие точнее и лучше водить са-
молет в любой метеорологической обстановке.
§ 26. Законы постоянного электрического тока
Основные понятия и единицы измерений.
Электрический ток представляет собой перемещение по провод-
нику электрических зарядов. При протекании тока через ме-
таллический проводник носителями заряда являются электро-
ны. Электрон представляет собой первичное, предельно малое
количество электричества с отрицательным зарядом. За едини-
цу количества электричества или электрического заряда в
практической системе единиц принят 1 кулон, соответствующий
по заряду 6,3.1018 электронов.
Непосредственно наблюдать движение электронов внутри
проводника и измерить их количество невозможно, поэтому о
наличии электрического тока судят по сопровождающим его
физическим и химическим явлениям. Под действием электриче-
ского поля электроны внутри металла приобретают направлен-
ное движение от отрицательного потенциала к положительно-
му. При этом среда, в которой перемещаются электроны,
оказывает сопротивление их движению. Это сопротивление на-
зывается электрическим сопротивлением и зависит от размеров
и материала проводника.
За единицу электрического сопротивления принят 1 ом
(1 &), представляющий собой сопротивление столба ртути се-
чением 1 мм2 и длиной 1,063 м (массой 14,4521 г) при темпе-
ратуре тающего льда.
Количество электрических зарядов, проходящих через попе-
речное сечение проводника за одну секунду, называется силой
тока или просто током. За единицу тока принят 1 ампер (1 А),
равный 1 кулону в' секунду \
1 Пользуясь   химическим   проявлением   электрического   тока,   опреде-
ляют   1А   как   ток,    выделяющий    1,118   мг/сек   серебра   из   водного
^раствора AgNO3.
180
Глава пятая. Электрические приборы
R,
В технике принимают электрический ток направленным от
положительного потенциала к отрицательному, т. е. навстречу
тому направлению, в котором движутся электроны.
Как было сказано выше, электроны при своем движении
испытывают сопротивление среды. На преодоление этого со-
противления требуется затрата энергии, которая компенси-
руется источником питания. Энергия, выделяемая источником
питания или затрачиваемая в
проводнике в единицу вре-
мени, называется мощностью.
Отдаваемая источником пи-
тания мощность, отнесенная к
единице тока, называется
электродвижущей силой (со-
кращенно ЭДС).
Поглощаемая в проводни-
ке мощность, отнесенная к
единице тока, называется
электрическим напряжением,
или просто напряжением. Раз-
ница между ЭДС и напряже-
нием состоит в том, что ЭДС
КШЛЯп
-и-
-Г1Г1ЛЛШЪ
R
Фиг. 150. Неразветвленная электри
1ческая цепь постоянного  ток-.-
относится ко всей цепи, а на-
пряжение - к отдельному уча-
стку цепи и представляет со-
бой как бы часть всей электродвижущей силы цепи.
За единицу ЭДС и напряжения принят 1 вольт (1 iV), опре-
деляемый как напряжение, создающее ток силой в 1 А в про-
воднике, сопротивление которого равно 1 9.
За единицу мощности принят 1 ватт (1 W), равный мощ-
ности, затрачиваемой в проводнике при неизменяющемся токе
в 1 А и напряжении на концах проводника в 1 V.
Закон Ома. Простейшая цепь постоянного тока состоит
из источника питания, полюсы которого замкнуты проводником,
имеющим сопротивление К (фиг. 150) \ В простой замкнутой
цепи сила тока одинакова в любом месте и определяется за-
коном Ома
/---_*__
R + RO
Здесь Е - электродвижущая сила источника питания;
R0 - внутреннее сопротивление источника питания.
Следует различать электродвижущую силу источника тока
и напряжение, которое образуется между его полюсами. Под
1 Внутреннее сопротивление источника питания RoHa схеме условно
показано отдельно.
§ 26. Законы постоянного электрического тока____       181
ЭДС источника тока понимают ту разность потенциалов, ко-
торая образуется между его полюсами А и В, когда они
разомкнуты, т. е. не соединены внешним проводником. Раз-
ность потенциалов между точками А и В при замкнутых по-
люсах называется напряжением. Напряжение U не равно
ЭДС Е и зависит от соотношения между сопротивлением' про-
водника R и внутренним сопротивлением источника пита-
ния Ис-
пользуясь законом Ома для неразветвленной цепи (см.
фиг. 150), можно написать
E=IR + //?"=--/+/Ко
или
U=E- /Яо1.
Таким образом напряжение U меньше ЭДС Е на величину
произведения //?". Произведение силы тока на сопротивление
называется падением напряжения. Из написанных соотноше-
ний видно, что ЭДС источника питания покрывает падение
напряжения на внешнем участке цепи, равном U=IR, и на
внутреннем участке цепи, равном IR0.
Р
Из закона Ома (/=---)    следует также, что ток в элек-
/?+/?0
трической цепи при заданной ЭДС источника тока опреде-
ляется сопротивлением цепи 7?, которое принято называть на-
грузкой.
При уменьшении сопротивления R ток / возрастает и до-
стигает максимума при R = 0. В таком случае говорят, что
источник питания замкнут накоротко, а ток / называют током
короткого замыкания (7КЛ).
Ток короткого замыкания равен отношению ЭДС источни-
ка тока к его внутреннему сопротивлению:
/ _JL
кз~ /?о '
Последовательное и параллельное соеди-
нение проводников. Если цепь состоит из ряда после-
довательно соединенных проводников, имеющих сопротивле-
ние /?j, /?2, R3 и т. д. (фиг. 151), то общее их сопротивление
равно сумме отдельных сопротивлений
______                                                                                                                                                                                                                                                                                                                   -?=-?- + ?- + /?-.
1 Это соотношение представляет собой II закон Кирхгофа, который
в общем случае формулируется следующим образом: сумма падений
напряжений на отдельных участках замкнутой цепи равна алгебраической
сумме электродвижущих сил, действующих в данной цепи.
182
Глава пятая. Электрические приборы
Напряжение между точками Л и В будет равно сумме от-
дельных падений напряжения на участках цепи
i/=- U, + U, + Us = 1R, + IR, + /Я3.
При последовательном соединении проводников сила тока
во всех проводниках имеет одно и то же значение, а падение
напряжения  на   отдельных
*, -    /г	Г>
	
Е       Кч      /?
Чнишлл/
-и-
?                                                                                                                                                                                  л-
1ЯЛАг-г-ОЛЛП-j
-6J-
-и,-
проводниках прямо пропор-
ционально их сопротивле-
ниям
JA___ _Ri_ .    f/2 ".Яа.
Яз '
U,
Фиг.  151. Последовательное соединение
ироводников.
С/2      Яа
Когда между точками А
и Б включено несколько па-
раллельных сопротивлений
R±, R,, У?3 и т. д. (фиг. 152),
то падения напряжения на
каждом сопротивлении рав-
ны, но протекающие в них
токи неравны:
А ~
_Ц_
R!
->
__Ц_
~ К,
и
RS
/,=
Эти токи обратно про-
порциональны сопротивле-
ниям ПРОВОДНИКОВ:
А_=_я?--   /2 = Кз
~~L~~RI '   /s    ^2
Общий ток, протекаю-
щий в цепи, равен сумме
всех токов, протекающих по
параллельным проводникам',
/=/*+/- + /-••.
Электрическое сопротивление между точками А к В тем
меньше, чем большее число параллельных проводников вклю-
чено между этими точками.
Из написанных выше соотношений определяется общее со-
противление параллельного соединения проводников. Общее
Фиг. 152. Параллельное соединение
проводников.
1 Данное равенство вытекает из первого закона Кирхгофа, который гла-
сит: сумма притекающих к узлу токов равна сумме токов, утекающих от
этого узла (см. узловую точку А или В на фиг. 152).
§ 26. Законы, постоянного электрического тока_____      183
сопротивление равно Для   трех		двух	параллельно   соединенных Г>             *lff2				проводников	
		"•и -параллельно		/?1 + Я2 соединенных		проводников		общее
сопротивление равно
г,                                                                                                                                                                                                                                                                                                              RiR%R3
/<ш=     -
/?!/?., + Я2Яз + #1^3
Сопротивление' и электропроводность ме-
таллов. Сопротивление металлического проводника зависит
от его размеров, материала и температуры.
Сопротивление проводника, имеющего по всей длине по-
стоянную площадь поперечного сечения, определяется по сле-
дующей формуле:
"-P-L.
где / - длина проводника, м\
^ - площадь поперечного сечения, мм2;
QMM*
Р - удельное сопротивление проводника,  ---.
М
Удельное сопротивление р зависит от материала провод-
ника и представляет собой сопротивление проводника, имею-
щего длину 1 м и сечение 1 мм2.
Иногда в расчетах пользуются величиной удельной прово-
димости, обратной удельному сопротивлению:
Я----,
1                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                               Т?
где Y =- •
р
Удельное сопротивление металлов зависит от примесей.
Например, электропроводность меди уменьшается на 10% в
присутствии примеси железа в количестве 0,1% или же в при-
сутствии фосфора в количестве 0,001%.
При нагревании химически чистых металлов и большин-
ства сплавов их сопротивление увеличивается.
В интервале температур от 0 до 100°С сопротивление уве-
личивается по следующему закону:
Я, = Я0(1+<х*),
где (/?" - сопротивление при 0° С;
а - температурный коэфициент сопротивления;
t - температура, °С.
184                                                                                                                                                                                                                                                                                                 Глава пятая. Электрические приборы ^______
При практических расчетах электрических схем обычно
пользуются значениями сопротивлений не при СР, а при 20° С.
В этих случаях применение написанной выше формулы для
расчета сопротивления нагретого проводника затруднительно,
так как неизвестно значение R0.
Удобнее пользоваться более общей формулой, дающей со-
отношение сопротивлений проводника при любых температурах:
Ян ...   1 + а/1
RK,        1 + а<2   '
где Rtl и Rt 2 - сопротивления проводника при температурах
tv и ?2.
Подставляя в приведенную формулу значение ?, = 20° С, по-
лучаем формулу, позволяющую определить сопротивление про-
водника при любой температуре (до 100° С), если известно его
сопротивление при 20° G (#2о°):
р _р    1 + a*i
*а~*2°° 772^ '
Значения удельного сопротивления, удельной проводимости
и температурного коэфициента приведены в табл. 6.
Нагревание! проводников электрическим
током. Мощность электрического тока на любом участке цепи
определяется произведением напряжения на ток (P=Ul). В
зависимости от рода нагрузки эта мощность полностью или ча-
стично переходит в тепло. В тепло переходит только та часть
мощности, которая затрачивается на преодоление электрическо-
го сопротивления. При этом проводник нагревается тем силь-
нее, чем выше его сопротивление и чем больший ток протекает
в нем. Мощность электрического тока, переходящая в тепло,
пропорциональна квадрату силы тока и определяется формулой
Джоуля:
P=I2R.
В чисто тепловых устройствах, каковыми являются лампы,
нагревательные приборы, добавочные сопротивления и т. д., вся
мощность электрического тока переходит в тепло и, следова-
тельно,
PR = UI.
В более сложных случаях, например, в электромоторах,
большая часть мощности преобразуется в механическую энер-
гию и лишь часть мощности переходит в тепло. В этом случае
I*R<UI.
§ 26. Законы постоянного электрического тока
185
Таблица 6
Удельное сопротивление, удельная проводимость и температурный
коэфициент чистых металлов и некоторых сплавов
Наименование металла или сплава	Удельное сопротивление при 20°С Q мм*	Удельная проводимость при 20 °С	Среднее значение температурного коэфициента для температур от 0 до 100 С
	м	Р	
	Р	1	а
Медь	0,0168	59,52	0,00445
Алюминий	0,0278	35,97	0,00423
Железо	0,0918	10,89	0,00625
Манганин	'-0,42	~2,38	о.ооооов
Никелин	~0,33	~з	0,0003
Константан	~0,47	~2,13	0,00004
Нихром	0,91-1,1	1,06-0,9	0,00015-0,0004
Нейзильбер	0,45-0,50	2,2-2	0,0004
Ртуть	0,948	1,055	0,00027
Платина	0,0866	11,55	0,00247
Серебро	0,0161	62,11	0,00400
Золото	0,0237	42,19	0,00377
Молибден	0,0476	21,01	0,00435
Вольфрам	0,0612	16,34	0,00464
Цинк	0,0620	16,13	0,00390
Тантал	0,0650	15,50	0,00350
Кобальт	0,109	9,17	0,00658
Никель	0,138	7,25	0,00621
Олово	0,143	6,99	0,00440
Свинец,	0,221	4,52	0,00411
Висмут	1,39	0,72	0,00354
Латунь	0,02-0,06	50-15	0,002
По закону Джоуля количество тепла, выделяемое в провод-
нике за время t сек., равно
0 = 0,24 P.t=0,24 I'2RtMKOA,
где 0,24 - количество тепла  в мкал,  выделяемое при затра-
те мощности 1 W в течение 1 сек.
!_|Н5___________Глава пятая. Электрические приборы
Температура проводника не растет безгранично, а достигает
некоторого предела (так называемый установившийся режим),
когда количество тепла, ежесекундно отдаваемого проводником
окружающему пространству, становится равным ежесекундно-
му выделению тепла в проводнике.
Установившаяся температура нагрева зависит от условий
теплоотдачи и при малых нагревах определяется из соотно-
шения
0,24/2/? = уШГ,
откуда
о,24/2/?
А7 =
kS
где ДТ- разность температуры проводника и окружающей
среды, °С;
S - поверхность проводника, ел2;
k - коэфициент теплоотдачи -   -- , зависящий  от
см*град. сек
условий охлаждения проводника.
§ 27. Магнетизм
Основные понятия. Все тела, расположенные вблизи
магнита, испытывают в той или иной степени механическое
Бездействие его.
Вещества, притягиваемые магнитом, называются парамаг-
нитными; к числу их относятся марганец, хром, платина, алю-
миний. Вещества, отталкиваемые магнитом, называются диа-
магнитными, например, висмут, цинк, свинец, медь, золото, се-
ребро и др.
Особо выделяют третью группу веществ, резко выделяю-
щихся по своим свойствам. Эти вещества называются ферро-
магнитными; к ним относятся железо, никель, кобальт и не-
которые сплавы металлов. Благодаря особым свойствам этих
веществ они нашли исключительное применение в технике для
изготовления магнитов и деталей магнитопроводов.
Свойства магнита проявляются наиболее сильно у его
полюсов. Свободно подвешенный магнит устанавливается
одним полюсом к северу, другим к югу. Соответственно это-
му нолюсы магнита получили название северного и южного;
одноименные полюсы двух магнитов отталкиваются, разно-
именные - притягиваются. Магнетизм северного полюса маг-
нита иринято считать положительным, магнетизм южного по-
люса - отрицательным.
§ 27. Магнетизм                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                          187
Хотя отдельное существование магнитного полюса невоз-
можно, при определении, основных законов магнетизма поль-
зуются понятием уединенной магнитной массы полюса. Приме-
няя это понятие к магнитам, предполагают, что вся магнитная
масса магнита сосредоточена на поверхности его полюсов.
Сила взаимодействия двух магнитных масс зависит от рас-
стояния между ними и свойств вещества, заполняющего про-
странство, в котором находятся магнитные массы.
Эта сила определяется законом Кулона:
*                                                                                                                                                                   с     fliifti?
V-r"   '
где mlt m, -• величина взаимодействующих магнитных масс;
г - расстояние между магнитными массами;
и - магнитная проницаемость среды.
За абсолютную единицу магнитной массы принимают одну
из двух равных магнитных масс, которые, будучи расположе-
ны в вакууме или воздухе на расстоянии 1 см одна от другой,
действуют друг на друга с силой, равной 1 дине.
Коэфициеят f". для пустоты и воздуха равен единице.
Коэфициент ц парамагнитных веществ больше единицы;
коэфициент [I диамагнитных веществ меньше единицы. Числен-
ное значение коэфициента jt для подавляющего большинства
веществ мало отличается от единицы (на несколько миллион-
ных долей меньше или больше ее).
Ферромагнитные вещества резко отличаются значением
коэфициента ^, который у них превышает единицу в сотни и
даже тысячи раз. Кроме того, коэфициент г/. ферромагнитных
веществ не является постоянным, а зависит от величины дей-
ствующих магнитных сил.
Пространство, в котором проявляется действие магнитных
сил, называется магнитным полем.
Сила, действующая на единицу положительной магнитной
массы, находящейся в магнитном поле, называется напряжен-
ностью поля Н. За абсолютную единицу напряженности поля
принят 1 эрстед, равный напряженности такого поля, которое
действует на единицу магнитной массы с силой, равной 1 дине.
Пользуясь законом Кулона, можно определить напряжен-
ность поля, создаваемого магнитной массой т:
Я=-
Ц-2
Отсюда видно, что напряженность поля зависит от магнит-
ной проницаемости среды р..
188_________Глава пятая. Электрические приборы_________
Магнитное поле вокруг магнита может быть изображено
при помощи так называемых магнитных силовых линий
(фиг. 153).
Направление этих линий таково, что в каждой точке про-
странства они совпадают с направлением напряженности поля
и показывают путь, по которому двигался бы положительный
магнитный полюс. Густота силовых линий показывает при
этом величину напряженности: через каждый квадратный сан-
тиметр площадки, перпендикулярной к направлению линий,
проводят линии, число которых равно напряженности поля Н.
'-~~~^^^         i •
^4Fji-N\N\ ' '' ' .' .
^\ч" Л \ i />///->Х--Ч2~_: :ЕГ^> оУ\ч \ \' / / / ' ' '
^^^&^^Ш$&'*2?':
х
// / ' v ^-^^~^'//'J., "  ч
-    /                                                                                        \        ч" - _~     -       '   /     *
-^ _        -- f>
Фиг. ПэЗ. Жагнитное поле ШОСГОУХНС-Ч} магнита.
Магнитное поле постоянных магнитов и ферромагнитных
масс обычно изображают не линиями напряженности, а так
называемыми линиями индукции'. Понятие магнитной индук-
ции тесно связано с электромагнитными явлениями (см. ниже).
Магнитная индукция В связана с напряженностью поля Н
состношением В = и.Н. За единицу индукции принят 1 гаусс.
В пустоте и в воздухе число гауссов совпадает с числом эрсте-
дов, так как магнитная проницаемость для пустоты и воздуха
равна единице.
При изображении линий индукции следуют тем же прави-
лам, что и при изображении силовых линий поля, причем число
линий, проходящих через 1 см? площадки, берут равным числу
гауссов индукции.
Число линий индукции, которые проходят сквозь какую-
нибудь поверхность 5, перпендикулярную линиям индукции, на-
зывают магнитным потоком, или потоком магнитной индук-
1 Изображение поля в виде линий индукции имеет то преимущество,
что эти линии являются непрерывными, в то время как густота линий на-
пряженности уменьшается в ц. раз при переходе из воздуха в железо. Это
объясняется законом Кулона, из которого следует, что напряженность
обратно пропорциональна магнитной проницаемости среды.
§ 27. Магнетизм
189
i(uu Ф. Величина магнитного потока определяется как произ-
ведение индукции В на площадь S:
Ф=В5.
За единицу магнитного потока принят 1 максвелл, пред-
ставляющий собой поток, проходящий через 1 см3 по-
верхности при индукции поля, равной 1 гауссу (1 макс-
велл =1 гаусс-1 см*).
Действие магнитного поля на постоянный
магнит. Если постоянный магнит, имеющий форму стержня,
расположен в однородном поле под прямым
углом к силовым линиям (фиг. 154), то на
полюсы магнита действуют две равные про-
тивоположно направленные силы, образую-
щие пару сил.
Вращающий момент этой лары равен:
M'=Hml = HM,
где m- магнитная масса (полюса;
I - длина магнита.
1-1.1,'il
u;i
!;'!;ilz>fi! 'M
Ч    HI |ЬП i • i
S
Фиг. 154. Действие
магнитного доля на
постоянный магнит.
Произведение ml = M носит название маг-
нитного момента и численно равно вращаю-
щему моменту магнита, внесенного в одно-
родное поле напряженностью в 1 эрстед, пер-
пендикулярно потоку.
Для определения момента сил, действую-
щих на магнит,   если   он   расположен под
углом а к однородному полю, напряженность которого рав-
на Н эрстед, пользуются формулой
М' = МН*1пл дин.см = ^^^ гсм.
981
В этой формуле магнитный момент М измеряется в едини-
цах CGSM.
Формулу можно применять при расчете устанавливающего
момента магнитных компасов, а также логометров е вращаю-
щимся магнитом.
Постоянные магниты могут быть намагничены в различной
степени в зависимости от их формы и материала. Под интен-
сивностью намагничения J понимают отношение магнитной
массы полюса m к площади поперечного сечения магнита S:
У = -
5
190
Глава пятая. Электрические приборы
Интенсивность намагничения связана с магнитным момен-
том следующим соотношением:
,__т___т/__ м
~~S~~~~siV'
где V=Sl-объем магнита (для случая S = const).
Ферромагнитные материалы. При намагничива-
нии железа коэфициент ц вначале растет с увеличением на-
пряженности Н, затем достигает максимума при Я=2,5 эрстед
40
SB Н
Фиг. 155. Зависимость магнитной
проницаемости от напряженности поля.
го 40 so si tea 120 но ft
Фиг. 156. Кривые намагничивания.
и снова уменьшается, приближаясь к единице при сильных
полях (фиг. 155).
Максимальные значения ", для различных ферромагнитных
материалов следующие:
Железо мягкое  .
Закаленная сталь
Никель .....
Кобальт .....
6200
375
300
175
Поскольку коэфициент "i. зависит от Я, то индукция В из-
меняется не пропорционально Я (фиг. 156).
Значение у. зависит не только от Я, но и от условий намаг-
ничивания ферромагнитного материала. При увеличении на-
пряженности поля от Я=0 до Я=Ятах индукция вначале
увеличивается от 6 = 0 до В=Втах (фиг. 157). Если затем
уменьшать значение Я, то индукция будет уменьшаться уже
по другой кривой, лежащей выше первоначальной, а при
Я=0 будет иметь некоторое значение В=ВГ. Величина Вг
называется остаточной индукцией материала.
Если далее изменить направление поля и постепенно  его
увеличивать, то индукция будет уменьшаться и достигнет нуля
при  Я=-Яс.  Величина Нс называется  задерживающей  или
коэрцитивной силой материала.
§ 28. Электромагнетизм
191
При дальнейшем изменении Я до значения -Ятах  и далее
снова до +Ятахзначения индукции будут лежать на замкну-
той кривой, называемой петлей гистерезиса. Явление, происхо-
дящее при этом, носит назва-
ние магнитного гистерезиса.  \
Перемагничивание ферро-
магнитных материалов связа-
но с потерей энергии. При
полном цикле перемагничива-
ния потери энергии в 1 см* ~^шх
материала пропорциональны
площади петли гистерезиса.
Форма петли зависит от
материала: твердая сталь
имеет большую остаточную
индукцию и большую коэрци-
тах
Фиг. 157. Петля гистерезиса.
В
							14UVV moo ЮОО& 9000 8000 7000 Kflfin
					з^	S*	
					/		
				/		/	
				/	2	/	
				i	j		
			/	1^	-7		5000 woo 3000 woo mo
			L	t-j?--	/		
			У		/		
		/	1				
		/					
		f					
тивную силу, мягкое железо
обладает большой остаточной
индукцией и малой коэрци-
тивной силой. Например, для
химически чистого железа ве-
личина Н с не превышает
2 эрстед. В то же время спе-
циальные железоникельалю-
миниевые сплавы, применяе-
мые для постоянных магнитов,
обладают значениями Нс по-
рядка 500-600 эрстед.
В соответствии с этими
свойствами твердые стали и
высококоэрцитивные сплавы
применяются в постоянных
магнитах, а мягкое железо -
в деталях, подвергающихся
перемагничиванию.
При расчете постоянных магнитов пользуются так называе-
мой кривой размагничивания (фиг. 158), представляющей со-
бой участок петли гистерезиса, расположенный между точка-
ми Вг и -Нс.
§ 28. Электромагнетизм
Магнитное поле электрического тока. Одним
иэ важнейших проявлений электрического тока является обра-
зование магнитного поля вокруг движущихся электрических
зарядов. Когда по проводнику проходит ток, вокруг проводни-
ка образуются замкнутые линии магнитных сил, охватываю-
щих проводник концентрическими кольцами (фиг. 159,а).
-Н
700 600 500 Щ> 300 200 ЮО   О
Фиг. 158. Кривые размагничивания:
J-сплав Fe-Nl-Al (Яг-=6000, Яс=500), 2-ко-
бальтовая сталь 30% (В--900Л Яс-200 .
3-сплав Fe-Ni-Al-Со (ВГ-ПООО, Яс-400).
192
Глава пятая. Электрические приборы
Направление магнитного поля зависит от направления то-
ка. Если смотреть вдоль проводника по направлению тока, то
магнитное поле будет направлено по часовой стрелке. Напря-
женность поля прямого тока в любой точке окружающего про-
странства определяется по следующей формуле:
Н = 0,2 - эрстед,
где / - сила тока, а;
г - расстояние от точки до проводника, см.
Фиг. 159. Магнитное поле прямого и кругового тока.
Из этой формулы видно, что напряженность магнитного
поля тока не зависит от среды, так как в фор'мулу не входит
коэфициент ц,.
Если выполнить проводник в виде витка, то вокруг витка
образуется магнитное поле (так называемого кругового тока,
фиг. 159,6).
Направление магнитных силовых линий для каждого уча-
стка витка определяется по тому же правилу, что и для пря-
мого тока. В центре витка напряженность поля, создаваемого
каждым участком витка, имеет одинаковое направление -
вдоль оси витка. Если смотреть вдоль оси витка по направле-
нию напряженности поля, действующего в центре витка, то
круговой ток будет направлен по часовой стрелке.
Величина напряженности поля в центре витка при круго-
вом токе равна
Я=0,2тс - эрстед,
где / - ток, а;
г - радиус витка, см.
§ 28. Электромагнетизм                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                              193
В электроизмерительных приборах широко применяются
обмотки, состоящие из проводников с большим числом витков.
Если число витков обмотки равно W, то напряженность в
центре обмотки равна
Я=0,2п------эрстед.
Произведение IW называется ампер витками.
Когда внутрь обмотки вставлен железный сердечник, то!
магнитная индукция резко возрастает. Это явление исполь-
зуют в электромагнитах: же-
лезный сердечник как бы сгу-
щает силовые линии, благо-
даря чему между полюсами
электромагнита образуется
сильное магнитное поле (фиг.
160).
При малом воздушном за-
зоре между   полюсами почти
все силовые   линии   электро-
магнита замкнутся между по-                                                                                                                                                                    Фиг- 16°- Магнитное поле
люсами. Небольшая часть си-                                                                                                                                                                                                                                                               электромагнита.
ловых линий   замыкается   между  витками  обмотки, образуя
поток рассеяния  ("магнитная утечка"). Пренебрегая потоком
рассеяния, можно рассчитать напряженность поля в воздушном
зазоре между полюсами электромагнита.
Поток в замкнутой магнитной цепи определяют при помо-
щи формулы Гопкинсона, аналогичной закону Ома для элек-
трических цепей:
,,    МДС
Ф=---максвелл,
я**
где МДС - магнитодвижущая сила, равная -^-/UP (где IW-
ампервитки);
S/?m -сумма магнитных сопротивлений отдельных участ-
ков цепи.
Магнитное сопротивление сердечника, подобно электриче-
скому сопротивлению, пропорционально его длине и обратно
пропорционально площади его поперечного сечения:
R - -
Кт~ v.s •
Магнитное сопротивление воздушного зазора соответствен-
но равно
р _   А)
*"•" *А '
13 Приборы на самолете
194
Глава пятая. Электри<1ес1<ие_приборы_
где 1" - длина зазора;
цс=1-магнитная проницаемость воздуха;
50 - площадь зазора (поверхность полюса).
Подставляя в формулу потока значения МДС и магнитных
сопротивлений сердечника и воздушного зазора, получим вы-
ражение для магнитного потока электромагнита, изображенно-
го на фиг. 160,
Q,4r.lW
--- максвелл.
ф:
/
"i-s"
Pu-So
Напряженность поля в воздушном зазоре равна
Я0 =
_Ф
Hoso
р-
Во многих случаях пользуются свойством электромагнита
притягивать железные детали. Примером может служить элек-
тромагнитное реле, где железный
якорь   притягивается   электромаг-
нитом  (фиг. 161).
Действие Магнитного
поля на ток. Если прямолиней-
ный проводник, по которому течет
ток /, помещен в однородное маг-
нитное поле (фиг. 162,а), то на
проводник действует сила, направ-
ленная под прямым углом к на-
правлению тока и направлению
поля. Направление действия силы
определяется правилом левой ру-
ки: если расположить левую руку
ь
Фиг. 161. Электромагнитное
реле.
так, чтобы ток протекал к концам
пальцев, а поле "входило" в ладонь, то отогнутый в сторону
большой палец укажет направление силы.
Величина  силы  взаимодействия  прямого тока  с  магнит-
ным полем   определяется   на   основании закона Био-Савара
F - 0,1ц,//// sin а дин,
где / - сила тока, а;
I - длина проводника, см;
а, - угол между проводником и направлением поля
При а = 90° Р=0,1рНП.
§ 28. Электромагнетизм
195
Действие магнитного поля на ток широко используется в
электротехнике в электрических двигателях, а также в маг-
нито-электрических измерительных приборах. Обычно для этой
цели применяют проводники, выполненные в виде прямоуголь-
ной рамки с большим числом витков.
а
Фиг. 162. Действие магнитного поля на ток.
I
Если такая рамка расположена в однородном магнитном
поле (фиг. 162,6), то образуется пара сил F, стремящаяся по-
вернуть рамку вокруг оси О - О.
Момент пары сил равен:
М == Fb=Q,lv.0HIWlb sin p =
=0,ly.0HIWSsin p дин • см,
где ц,, = 1  (для воздуха);
fW - ампервитки;
S=lb - площадь рамки, см?\
(3 - угол между направлением магнитного поля и пер-
пендикуляром к плоскости, в которой расположены
витки рамки.
Большей частью применяют воздушный зазор кольцевой
формы, который образуется поверхностью полюсов и железного
барабанчика, вставленного внутрь рамки. При этом линии по-
ля всегда перпендикулярны к поверхности полюса, и, следо-
вательно, угол g = 90°.
13*
196                                                                                                                                                                                                                                                                                                 Глава пятая. Электрические приборы____________
В этом случае вращающий момент равен-.
ЛГ=0,1 цоЯ/WS дин-см.
Аналогично действию поля на ток взаимодействуют два
тока, протекающие по двум параллельным проводникам: токи
одного направления притягиваются, токи противоположного
направления отталкиваются.
U*-
Фиг. 163. Электродинамическая система.
Сила, действующая на отрезки                                       проводников длиной I м
в воздухе, равна
с-        0,02/,Ы                                       -,
F=\>-o .                                                                                                                                                                                      дuн^
где - - расстояние между проводниками;
/!, /2 - токи в .проводниках, а.
Явление взаимодействия параллельных проводников нашло
применение в измерительных приборах электродинамического
типа.
Одна из рамок закреплена неподвижно, другая рамка, рас-
положенная внутри первой, может вращаться вокруг оси
О -О (фиг. 163).
Вращающий момент, действующий на подвижную рамку,
равен
Л=К!"в/1/1/(а),
где 1г - ток в неподвижной рамке;
/2 - ток в подвижной рамке;
К - коэфициент, зависящий от площади, числа витков и
конфигурации рамок;
/(а)-функция угла а между рамками.
§ 28. Электромагнетизм                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                              \gj
Электромагнитная индукция. При всяком изме-
нении магнитного потока, который пронизывает контур, обра-
зованный проводником, в последнем возникает электродвижу-
щая сила индукции. Если контур замкнут, то под действием
этой ЭДС в нем возникает индукционный ток.
По правилу Ленца индуцируемый ток направлен таким об-
разом, что его магнитное поле препятствует изменению инду-
цирующего потока.
Величина индуцируемой ЭДС, по закону Фарадея, пропор-
циональна скорости изменения потока:
е= - -*L Ю-8 = - W^- 10-" V,
dt                                                                                                                                                                                                                                                                                                                  dt
где <|j = V/Ф - потокосцепление;
Ф - магнитный поток, максвелл;                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                 :
W - число витков.
Индуцируемый ток равен                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                  !
,--     J   -N" ю-8 л
* -                                                                                                                                                                                                                                         1 \j       •**•"                                                                                                                                                  '
R   dt
где R - сопротивление всего контура.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                    \
Изменения магнитного потока, вызывающие магнитную ин-
дукцию, могут быть получены различными способами, напри-
мер, приближением к контуру постоянного магнита или изме-
нением тока в близлежащей цепи, или изменением тока в дан-
ной цепи.
Если изменение потока в данной цепи происходит вслед-
ствие изменения силы тока в близлежащей катушке, называе-
мой первичной, то эффект изменения ЭД6 во вторичной катуш-
ке называется взаимной индукцией.
ЭДС взаимной индукции равна
,.  di
е = - М--
at '
где / - сила тока в первичной катушке;
М - коэфициент взаимной индукции, зависящий от пло-
щади, числа витков и расположения обеих катушек, а
также от ц.
Единицей коэфициента взаимной 'индукции является 1 ген-
ри. При коэфициенте М=\ генри во вторичной катушке инду-
цируется е=1 V при скорости изменения тока в первичной ка-
тушке, равной 1 А в секунду.
198     ____                                                                                                                                      Глава пятая. Электрические приборы_____________
Если изменение потока в цепи происходит вследствие из-
менения собственного тока, то также индуцируется ЭДС, на-
зываемая ЭДС самоиндукции и равная
-Ldi
dt '
где ^ - коэфициент самоиндукции, зависящий от числа вит-
ков, сечения провода, размеров катушки и от ^; единицей L
служит также 1 генри, представляющий собой самоиндукцию
такого проводника, в котором при быстроте изменения тока в
1 А в секунду индуцируется ЭДС в 1JV.
Применяется также единица самоиндукции, равная \см =
- 10 ~9 генри.
Коэфициент самоиндукции выражает также соотношение
между потокосцаплением и током, протекающим в проводнике:
<: = УУФ = L/108 максвелл,
где L - коэфициент самоиндукции, генри;
i - ток, А.
Явление электромагнитной индукции широко используется
в электротехнике, например в динамомашинах, трансформато-
рах и т. д.
Токи Фуко. Индуцированные токи могут возникать не
гслько в проводниках, но и в любом массивном металлическом
теле. В этом случае индуцированные токи замыкаются в теле
проводника и носят название токов Фуко. Протекание токов
Фуко связано с выделением тепла, а следовательно, с потерей
энергии. Для уменьшения этих потерь якори динамомашин и
сердечники трансформаторов выполняют не сплошными, а из
отдельных, изолированных друг от друга пластин. Кроме того,
применяют железо с примесью кремния (от 2 до 4%), что по-
нижает электропроводность, а следовательно, и силу токов
Фуко. Присадка кремния уменьшает также потери на гисте-
резис.
В некоторых случаях токи Фуко производят полезное дей-
ствие. Например, в высокочастотных печах металл плавится то-
ками Фуко, индуцируемыми быстропеременным магнитным по-
лем.
В электроизмерительных приборах устраивают магнитные
успокоители (демпферы),Состоящие из массивной медной или
алюминиевой пластинки, расположенной в магнитном поле.
Теки Фуко, индуцируемые в этой пластинке, тормозят подвиж-
ную систему прибора и успокаивают ее колебания.
§ 29. Законы переменного электрического тока
199
§ 29. Законы переменного электрического тока
Синусоидальный переменный ток. Переменным
током называют такой ток, напряжение и сила которого перио-
дически изменяются с определенной частотой. Закономерность
этих изменений может быть любой, но в технике преобладаю-
щее применение имеет синусоидальный ток.
Л
Фиг. 164. Синусоидальный переменный ток.
Напряжение и сила синусоидального тока в общем случав
изменяются во времени по следующему закону (фиг. 164):
tf=f/M sin 2*-?•-=?/" sin orf;
i = /"sin (2тс-~ - cpj =/m sin (<at - cp),
где Un, Im - амплитудные значения напряжения и силы тока;
/- период изменения тока;
со - угловая частота;
t- время.
Угол <-> показывает, что максимум силы тока не совпадает
по времени с максимумом напряжения; этот угол называется
сдвигом фаз между током и напряжением.
В обычных цепях переменного тока угол сдвига фаз может
иметь значение от -J---до---, в зависимости от пара-
метров цепи.
Когда ш = 0, ток по фазе совпадает с напряжением, и ток
называют активным.
200___________Глава пятая. Электрические приборы____________
Если <?>0, ток отстает от напряжения по фазе, если же •-?<(),
ток опережает напряжение. При ср = + ~- ток отличается от
напряжения на четверть периода и называется реактивным.
Число периодов в секунду называют частотой переменного
тока; частота равна
/.                                                                      1     __      О)
*~~ГТГ~~Чп '
Единицей частоты служит 1 герц, равный 1 периоду в се-
кунду.
Для промышленных и осветительных целей применяется ток
частотой 50 герц. В авиационных электрических приборах, в
частности в гироскопических приборах и дистанционных ком-
пасах, применяется ток повышенной частоты от 400 до 800 и
более герц.
Индуктивное сопротивление. В цепях постоян-
ного тока зависимость между током и напряжением опреде-
ляется величиной омического сопротивления, обусловленного
исключительно тепловыми потерями внутри проводника.
Совсем не так обстоит дело в цепях переменного тока.
Предположим, что в цепь переменного тока включена катушка,
обладающая весьма малым омическим сопротивлением
(фиг. 165,а). Синусоидальный ток i=lms\nu>t, протекающий
через катушку, вызовет электродвижущую силу самоиндукции,
равную
6i = -?---= - Z,/mm cos tot,
dt
где L - коэфициент самоиндукции катушки.
ЭДС самоиндукции в любой момент времени уравновеши-
вает напряжение и, приложенное к катушке со стороны источ-
ника питания:
и = - eL - Ц и cos <ot= Um cos (ot- Um sin
(orf-H - }.
\    ~ 2/
Из этого соотношения видно, что амплитуда напряжения
равна Um-LIma>, причем ток отстает по фазе от напряжения
на четверть периода (-).
Амплитудное значение тока при включении катушки с само-
индукцией L равно
/ -==^"==-^"
m     "L     х? '
Величина    XL = <uL называется реактивным, или индуктив-
ным сопротивлением катушки.
§ 20. Законы переменного электрического тока
20V
Существенное отличив индуктивного сопротивления от оми-
ческого заключается в том, что это сопротивление не связано
с потреблением мощности: средняя потребляемая мощность
равна нулю, так как энергия, затрачиваемая на образование
магнитного поля, вновь отдается катушкой при его исчезнове-
нии.
Фиг. 165. Индуктивность в цепи переменного тока.
Если катушка самоиндукции обладает и омическим сопро-
тивлением, то в катушке будут иметь место также и тепловые
потери.
Допустим, что цепь переменного тока состоит из катушки,
обладающей коэфициентом самоиндукции L и омическим со-
противлением R (фиг. 165,6) '. Если к этой катушке приложено
напряжение и = (Jms"mu>t, то сила тока в катушке опреде-
ляется по формуле
i = Imsin(<ot - <f).
1 По принятому обозначению на схемах обычно показывают индук-
тивное и омическое сопротивление катушки отдельно, в виде двух после-
довательных сопротивлений.
Г202
Глава пятая. Электрические приборы
Амплитуда тока в этом случае равна
Um                                                                                                                                                                                                                                              Um
/~, =
y^R- + x2     Уя + KL)2
Сдвиг фаз определяется из соотношения
*,-*.-$.
Напряжение и силу переменного тока можно изобразить в
виде векторов, вращающихся против часовой стрелки с угло-
вой скоростью ш  (фиг.  166).
Длина векторов тока и напряже-
ния равна их амплитудному значению
Im и Um, а угол между ними равен
сдвигу фаз у.
Проекция вектора напряжения на
вектор тока называется активной со-
ставляющей напряжения и равна
Ua=Umcos<t=Rfm.
Реактивная составляющая напря-
жения равна
Фиг. 166. Векторное
изображение тока
и напряжения.
UL = Un Sin cp=<*>UM = XL Im.
Конденсатор   и    емкостное сопротивление.
.Две плоские   проводящие  поверхности,   разделенные  тонким
слоем диэлектрика  (изолятора), образуют конденсатор. Если
эти поверхности, называемые обкладками конденсатора, соеди-
нить с источником постоянного тока, то через некоторое время
напряжение  на  обкладках  увеличится  от нуля до величины,
равной напряжению источника тока U. При этом конденсатор
приобретает электрический заряд, пропорциональный напряже-
нию:
о=с и.
Коэфициент пропорциональности С называется емкостью
конденсатора и измеряется в фарадах (F). Фарада соответ-
ствует 9-1011 см в единицах CGS. Емкость в 1 фараду имеет
такой конденсатор, который получает заряд в 1 кулон при раз-
ности потенциалов (напряжений) в 1 V. На практике большей
частью пользуются более мелкой единицей емкости, равной
одной миллионной доле фарады и называемой микрофарадой
•(цр). Еще более мелкой единицей емкости является микро-
микрофарада (fitiF) или пикофарада (pF), равная одной мил-
§ 29. Законы переменного электрического тока
203
ляонной доле микрофарады или 10~12 F. Эта единица соответ-
ствует 0,9 см емкости в единицах CGS.
При постоянном напряжении источника питания ток в цепи
с конденсатором протекает только до тех пор, пока конденса-
тор заряжается, и называется зарядным током. Когда конден-
сатор зарядится до напряжения источника питания, дальней-
шая:
Фиг. 167. Емкость в цепи переменного тока.
шее протекание тока в цепи прекращается и конденсатор яв-
ляется как бы местом разрыва в цепи постоянного тока.
Совсем иначе ведет себя конденсатор в цепи переменного
тока (фиг. 167, верхняя часть). Допустим, что к обкладкам
Конденсатора емкостью С приложено переменное напряжение,
;равное
и = Um sin a>t.
Заряд конденсатора q всегда пропорционален напряже-
нию и:
q = Си = CUm sin c"?.
Электрический ток в цепи равен скорости изменения коли-
чества электричества или заряда:
/=          A-=Ctfm"COS*/--:/mSin(-rf+-^).
204                                                                                                                                                                                                                                                                                                  Глава пятая. Электрические приборы
Из этого соотношения видно, что амплитуда тока равна
/.-"/>,
/_м
причем напряжение отстает от тока на четверть периода I g / •
Амплитуда  тока  при включении в цепь переменного тока
конденсатора емкостью С равна
(/"       У,.
/.-• ,
ш (7
Величина лгс =--   называется реактивным, или емкостным,
сопротивлением конденсатора. Так же, как и в случае катушки
самоиндукции, емкостное сопротивление не потребляет мощ-
ности: средняя потребляемая мощность равна нулю, так как
энергия, затрачиваемая на заряд конденсатора, отдается в цепь
при разряде конденсатора.
Если в цепи переменного тока включено, кроме конденса-
тора, омическое сопротивление R (фиг. 167, нижняя часть), то
сила тока в цепи определяется по формуле
/ж-
i=fmsln(">t + <f);
Um                                                                                                                                                                                                                                                                                                             Un
/*г+*г; -,/", + /_!_
\                                                                                                                                                                         \ ->L.
tg?=-^T =
R       o>CR
Векторное изображение тока и напряжения аналогично по-
казанному на фиг. 166 с той разницей, что ток не отстает от
напряжения, а опережает его на угол ср.
Закон Ома для цепи переменного тока. Слож-
ные цепи переменного тока представляют собой различные
комбинации активного (омического) сопротивления, индуктив-
ности и емкости.
Простейшим случаем такси цепи является последователь-
ное соединение R, L и С (фиг. 168).
В этом случае сила тока в цепи равна
i---/msin(orf-<p).
Величина /_, определяется на основании закона Ома:
/ __"=_
'"- . •
§ 29. Законы переменного электрического тока____       205
Здесь z - полное,   или   кажущееся,   сопротивление   цепи;
иногда z называют также импеданцем.
Полное сопротивление цепи (фиг. 168) равно
Z=YR*+(XL-XC)* = n/V+("? - -ir )2.
I/                                                                                                                                                             \         ">ь /
* Сдвиг фаз между током и напряжением равен
1
я
1---1Л_ГЪ-
coL -
,                                                                                                                                       х--.*..                                                                                                                                                                                                                  <"С
tg ср = -^---- =--------.
ST         R                                                                                                                                                                                                                                 R
Из этой формулы видно,
что если XL > х , то ср > 0, и                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                 |.
ток отстает от напряжения,
если же XL<XC, то <р <0, и
ток опережает напряжение.
Случай, когда *i = л;с, соот-
ветствует <р=0 и называется
резонансом напряжений.                                                                                                                                                                                                                                                         Фиг. 168. Последовательное
При резонансе   напряже-                                                                                                                                                                                                                                                                                                                       соединение.
ний ток совпадает по фазе с
напряжением и имеет наибольшую величину. Резонанс напря-
жений имеет место при частоте <аа, называемой резонансной и
определяемой из соотношения
шо? = -тг '
Ш0С
откуда
-1/Х
'~ К ic •
Резонансная частота (в герцах) равна
f ^J^L^__1__
0" 2л    2п YLC '
Величины полного сопротивления и угла сдвига фаз для
различных цепей переменного тока приведены в табл. 7.
Эффективные значения токов и напряже-
ний. Мощность. Амплитудные значения токов и напря-
жений и угловая частота ш -2*-/ вполне характеризуют сину-
соидальный ток в любой момент времени. Однако в технике
большей частью пользуются так называемыми эффективными
значениями тока и напряжения '.
1 В некоторых случаях важно знать также амплитудное значение на-
пряжения, например, при расчете изоляции какого-либо прибора; кроме
того, амплитудные значения токов и напряжений играют важную роль
в работе электронных приборов.
206
Глава пятая. Электрические приборы
Таблица 7
Полное сопротивление и сдвиг фаз простейших цепей
переменного тока
Схема	г	tg'f
ft             L -ллпл - ЛЯЯЯР- я     с -____ппги,_ IL , . ,		u)L ~R" i
	У 7?- + <o-L2	
	У  fi2+ "iTa~c-	
U LJ            || Я          L       С -оплп- ' 6W--|h я -- р-ОПЛЛ- j -- L-rffifflpL-J L - п^-т-		/?шС o>L ---- u>C
	V "•* (-- i)! Ru>L	
		/? /г
	У /?2 + ">2 ?2 /г	(О/, -/?шС
II с Я           L -с-л-цццт - <ТЯППГ"-?-	У~1ТЛ2ш~гС2"	
	У У?-+ш11,2	
II с ft        С - "-ПЛЛ-- Ihf- 1 - 1ЛЯЛГвл - ' L к		o)L - шС(/?|4-1°2^-*У
	У   (1 - ш?"С)2 + Г2ш2Са	/? 1 - coIfflC + fl^C2
	">Ь"К   1 + /?ги>2Сз	
	У (1- о>/.шС)-+^2<а-С2 /?o>L	^u)Z.o>2C2 "(l - wicoC)
	т/ рзм   п>/ <п^\-4- mi/a	0)1
"с		
Почти все измерительные приборы, применяемые в лабо-
раторной практике для измерения переменных токов, измеряют
эффективное значение тока.
§ 29. Законы переменного электрического тока
207
Эффективное значение переменного тока равно значению"
такого эквивалентного постоянного тока, который, проходя че-
рез то же сопротивление, что и переменный ток, выделяет в
единицу времени такое же количество энергии.
Эффективная сила / синусоидального переменного тока свя-
зана с его амплитудным значением следующим соотношением:
/___La..
l~ Y2 •
Соответственно эффек-
тивное напряжение U сину-
соидального тока равно
MSS^tfSSS'
?/=--?",.
У'2
Все   выведенные   выше
соотношения между ампли-
тудными   значениями   тока
и   напряжения   справедлн-   s-
вы  также   для  эффектив- -^"
ных значений:
/=------.
Z
Мощность,     потребляе-
мая цепью переменного то- Л     ,"" _
г                                                                                                                                                                                                                                                                                                                     Фиг. 169. Вращение контура в магнитном
ка, равна:
поле.
Р = /22-С08Ф = 67 COS?.
В этом уравнении cos ? называют коэфициентом мощности
цепи, а мощность Р называют активной мощностью.
Генерирование переменного тока. Простейшим
генератором переменного тока является виток проводника, вра-
щающийся в однородном магнитном поле Н (ф"иг. 169).
Магнитный поток, пронизывающий контур, зависит от по-
ложения витка относительно поля:
Ф = fj.0//Scosa.
При равномерном вращении со скоростью ш поток индук-
ции внутри витка будет периодически изменяться, так как
a.-<"t.
Согласно закону электромагнитной индукции в контуре бу-
дет индуцироваться ЭДС, равная
е =
d<*>
at
10-е =-,i0//,Ssin<--lO-8 у.
208
Глава пятая. Электрические приборы
Если в магнитном поле вращается обмотка, имеющая W
витков, то амплитуда ЭДС, индуцируемой в обмотке, будет
равна:
Em = iV/SMoK)-- = Фт№2тг/10-8 V,
где Фт-максимальное значение потока при а = 0;
/ - частота в герцах.
Трансформаторы, применяемые для преобразования напря-
жения переменного тока, состоят из двух катушек, намотанных
?на общий сердечник (фиг. 170); одна из катушек называется
.первичной и подключается к источнику питания.
				
yf и.    • •		>		,
и =-в,	-•	> i i 1 Wi                     W" '		"   p
"1 а	h- ;	' "f                         "2 i i	---	i    CZ
				
				
Фиг. 170. Схема трансформатора.
Магнитный поток в сердечнике изменяется по закону си-
ауса                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                         '
Ф-=Ф", sin mt.
При этом в первичной обмотке индуцируется ЭДС, равная
>и противоположная напряжению источника питания:
е! = -" = - Wl (tm)=-№г1Ф,"со8<
dt
•
где \Vj - число витков первичной обмотки.
Но изменение потока вызовет и во вторичной обмотке ЭДС,
равную
е~ = - и^"Ф" cos ш?.
Следовательно, отношение ЭДС во вторичной обмотке к на-
пряжению источника питания равно:
-" = ^2
и      M/i '
Это соотношение называется коэфициентом трансформации
и показывает, во сколько раз трансформатор увеличивает на-
пряжение источника питания.
§ 29. Законы переменного электрического тока
209
Трехфазный ток. Широкое применение в технике на-
шел так называемый трехфазный переменный ток. Если вра-
Фиг. 171. Генератор трехфазного тока.
--------0 й                                                                                                                                                   f>
Фиг. 172. Соединение обмоток генератора в звезду или треугольник.
щать постоянный магнит, расположенный внутри трех катушек,
сдвинутых на 120° (фиг. 171), то в каждой из этих катушек
14 Приборы на самолете
210__________Глава пятая. Электрические приборы____________
будет  индуцироваться  ЭДС  одной и той же частоты; фазы
этих ЭД6 сдвинуты  друг относительно друга на V3 периода
('!)• "
Обычно три катушки трехфазного генератора соединяют в
звезду или треугольник (фиг. 172,аиб).
Точки А, В и С соединяются с трехпроводной линией элек-
тропередачи. Напряжения между каждой парой проводов на-
зываются линейными и равны (см. фиг. 172,0)-.
ег - Emsin u>t;
еу = Em sin(W - -|Л :
\       з
^-=EmSln(a,/--|-
Трехфазный переменный ток частотой 300-500 герц при-
меняется для питания электрогироскопических приборов.
§ 30. Бортовая электросеть самолета
Источники электроэнергии на самолете.
Источниками электроэнергии на самолете являются самолетные
генераторы и аккумуляторные батареи, рассчитанные на напря-
жение в сети самолета 27 V.
Самолетные генераторы приводятся в действие от авиацион-
ного двигателя. При полных оборотах двигателя генератор при-
нимает на себя всю нагрузку и подзаряжает аккумуляторную
батарею.
Аккумуляторная батарея включается в электрическую сеть
параллельно с генератором и питает электрические устройства
на самолете при неработающем двигателе или на малых оборо-
тах.
До настоящего времени применялись аккумуляторные ба-
тареи типов 12-А-5, 12-А-10, 12-А-15, 12-А-ЗО, 12-А-бО, 12-А-23.5
и 12-КО-55; применялись также батареи на 12 V типов 6-А-12,
6-А-55 и б-А-24.
. В настоящее время в нашей авиации применяются аккуму-
ляторные батареи, состоящие из 12 отдельных аккумуляторов,
последовательно соединенных между собой с общим напряже-
нием на батарее в заряженном состоянии и без нагрузки
25-25,5 V. Наиболее распространены аккумуляторные батареи
типов 12-А-5, 12-А-10 и 12-А-ЗО; батареи 12-А-5 и 12-А-10
устанавливаются на истребителях и штурмовиках, а батареи
12-А-ЗО и 12-А-23,5 - на бомбардировщиках. Для питания
*н
f3        ft        К>        Ю        N3        Ю         Ю &   >   >   >   >    >    > 9   ц   s   8   5   5   -" <"     -ел		Ov о> н     Н "    s "8   я s	
51    !°    <-,    со    Г    -    Р СО        4-                                  СЛ                     СП		ток, А	10-часовой
сл     to     ел     ю     >->     I--СО       4-       ,(-       -J       Сл       О       Сл		емкость, Ah	
		конечное напряжение на элементе, V	
Xq      -л      -*}      ^1      ^J      ~-1      ~~)			
>-     •<-     1       1 о    Xj      1       '	1   1	ток, А	Режи\ 5-часовой
S   -s    1    I СЛ	1   1	емкость, Ah	
С С  |   |	1   1	конечное напряжение на элементе, V	
ft    S    ?    а     4-     со     -g       0       СЛ       Ч       S       0       Сл		ток, А	i разряда 5-минутный
Ю                   •- ' О               О              ^J               OO              СО               Ю              --Ьо     "•-•     Ъо     CD     "~~i     сл      ко		емкость, Ah	
'          '          Ю        Ю       ^?-        4-        J-		конечное напряжение на элементе V	
*"        Ю 1           I          Ю       ^-        <Г>        О>        СО 1           1          О        О        0        0        0		ток, А	2-минутный
|           1          4-        --1        Со        Ю        |- I          |         "          *. О       О       О       О       О		емкость, Ah	
1          1         -          ~          -          "          ". -     ^-     ю     to     (о		конечное напряжение на элементе, V	
О1       Ю       *-       (О       - СО        СС         СО         ^-J        ОО         *-* 4-       00 СЛ       4^		Вес батареи с электролитом, кг	
1         Со       О)       со       .?.       Ю       Ю '                           •-                      О                      О                      >•-                      Ю                     Ю 4^.       О>       СО       ~J       Co       О		длина                        ^ йэ ш	
1          Ю        |-        ^-        >-        "-       I- 1      о     сл     сп     <-     оо     ю Ю       СО       СО       СЛ       О"       --I		• к fD ширина                     "g	
|          Ю        Ю        ГО        > о     *.     *"     '	"        О)        4-Э       СЛ       СП	.......     ••-     ••              Js высота                       *	
S
X
1
X
л
л>
Г)
-;
х
Я)
)а
В)
я:
х
Z
ге
Р
ш
s
р
с
S
о
я
я
S
х
в>
-:
к,
><
<<
а
•4
О
тз
о
ш
S1
I
&
00
Ш
vjaroitoa ялээойтэге ковоха'од 'ов §
212
Глава пятая. Электрические приборы
электроэнергией электрической сети самолетов на аэродромах
применяется аккумуляторная батарея 12-КО-55.
Аккумуляторные батареи обозначаются индексами, состоя-
щими из трех групп знаков: цифры, стоящие перед буквой А,
показывают количество элементов аккумуляторной батареи;
буква А обозначает тип аккумуляторной батареи - авиацион-
ная; цифры, стоящие после буквы А, показывают емкость ба-
тареи в амперчасах при разряде нормальным током.
Основные технические данные авиационных аккумуляторов
приведены в табл. 8.
Для оборудования самолетов в СССР применяются генера-
торы типов ГС-10-350, ГС-20-650 и ГС-30-1000. Последняя
группа цифр обозначает мощность генератора в ваттах. Само-
летные генераторы приводятся в действие от авиационного дви-
гателя через зубчатую передачу с фрикционным устройством,
предохраняющим шестерни привода двигателя и вал генерато-
ра от поломок при запуске и резких изменениях числа оборо-
тов двигателя.
Характеристики самолетных генераторов приведены в табл. 9.
Характеристики самолетных генераторов
Таблица 9
ларактеристики	ГС-10-350	ГС- 20-650	ГС-30-1000
Мощность при длительной работе, W	350	650	1000
Мощность при пятиминутной работе, W	525	975	1500
Сила  тока  при  длительной работе, А	12,7	23,6	37
Напряжение номинальное, V	27,5	27,5	27,5
Пределы   рабочих  скоростей  вращения, об/мин	3200-5900	3200-5900	3200-5900
Типы генераторов
В течение 5 мин. допускается перегрузка генераторов на
50% через каждые 2 часа работы под номинальной нагрузкой.
Регуляторные коробки. Для поддержания постоян-
ства напряжения на клеммах генератора при различной на-
грузке и различных числах оборотов двигателя, для защиты
источников тока от перегрузок и для обеспечения возможности
___§ -30. Бортовая электросеть самолета_____                                                                                                                                                        213
параллельной работы генераторов с аккумуляторной батареей
служат регуляторные коробки.
Для каждого типа генератора применяется специальная ре-
гуляторная коробка. Применяемые в СССР регуляторные ко-
робки обозначаются индексами, состоящими из трех групп зна-
ков: РК-12-350, РК-22-650 и РК.-32-1000. Расшифровываются
эти индексы следующим образом. Например, РК-32-1000 озна-
чает: регулягорная коробка для генераторов третьего габарита,
конструктивное выполнение второе, коробка предназначена для
работы с генератором номинальной мощностью 1000 W.
Все три типа регуляторных коробок одинаковы по внешнему
виду.
Регуляторная коробка состоит из трех основных частей:
регулятора напряжения, минимального реле и максимального
реле. Регулятор напряжения служит для поддержания постоян-
ства напряжения, подаваемого генератором в бортовую сеть.
Кроме того, специальная обмотка на катушке регулятора на-
пряжения в коробках РК-22-650 и РК-32-1000 обеспечивает
возможность параллельной работы двух или нескольких гене-
раторов. Минимальное реле обеспечивает параллельную работу
генератора с аккумуляторной батареей, приключает аккумуля-
тор к генератору при уменьшении оборотов двигателя самолета
и, следовательно, при уменьшении напряжения, даваемого ге-
нератором. Максимальное реле служит для защиты генератора
от перегрузок.
Электрощитки. Напряжение от источников питания
подается на электрощитки, служащие для установки коммута-
ционной и измерительной электрической аппаратуры.
На щитках устанавливаются электроизмерительные прибо-
ры- вольтметры и амперметры, включатели и кнопки, а также
плавкие предохранители, служащие для защиты при замыка-
нии в проводке и неисправностях в электрических установках.
Вся коммутационная аппаратура монтируется внутри щитка,
так что на поверхность выходят лишь ручки. На лицевой части
щитка награвированы надписи о назначении ручек.
В непосредственной близости от электрощитка или даже
на самом щитке имеется обязательный 50%-ный запас плавких
вставок.
Предохранители располагаются на щитке таким образом,
чтобы плавкую вставку можно было сменить в 1-2 мин. У щит-
ка предохранителей помещается табличка с наименованием
цепей, к которым относятся предохранители, и с указанием
номинального тока предохранителей.
Выключатели и переключатели. Выключатели
служат для включения потребителей электроэнергии в электри-
ческую сеть самолета и для отключения их. Переключатели
214
Глава пятая. Электрические приборы
выполняют те же функции, но допускают поочередное включе-
ние двух или больше потребителей.
В основном на самолете применяются выключатели на 15
и 35 А (87-к и 89-к) (фиг. 173) и переключатели на 15 и 35 А
(88-к и 90-к).
Фиг. 173. Выключатель 87-к.
Для управления электромоторами самолетных устройств
применяются нажимные переключатели типа НП-1 (фиг. 174)
и НП-3 с принудительным возвратом ручки в нейтральное по-
ложение и перекидные переключатели ПП-1 (фиг. 175), не
имеющие нейтрального положения ручки.
В зависимости от назначения ручки переключения имеют
различную расцветку:
Назначение ручки                                                                                                                                                                                                                                                   Окраска ручки
Управление триммерами рулей НП-1    Черная
Управление    заслонками    водяных    Зеленая
радиаторов НП-3
Управление   заслонками   масляных    Коричневая
радиаторов НП-1
Управление  регулятором оборотов    Белая
НП-1
Управление  посадочными щитками    Голубая
НП-1
Управление воздушными тормозами    Желтая
НП-1
Управление подъемом и выпуском    Краевая
шасси НП-1
Кроме указанных выключателей, на самолете имеется ава-
рийный рубильник для полного отключения бортовой сети от
источников питания при авариях. Для включения в самолетную
§ 30. Бортовая электросеть самолета
215
сеть временных   и   переносных   потребителей   электроэнергии
служат штепсельные розетки и вилки к ним.
Плавкие   предохранители.   Плавкие предохрани-
тели служат для защиты электросети от коротких замыканий
Фиг. 174. Переключатель типа НП-1:                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                            :
а-переключатель НП-1: 1-ручка, 2-корпус, л-отверстия для крепления, /-пере-
мычки,  S-контактные пружины,  в-выводные контакты,  7-возвратная пружина,
"-подвижный контакт; <?-электрическая схема переключателя.
или длительных перегрузок. Плавкие предохранители БЗ-20
(от 2 до 20 А) и БЗ-80 (от 30 до 100 А) устанавливаются в
блоках защиты (фиг. 176).
Плавкие вставки, применяемые в блоках защиты, бывают
открытыми и закрытыми. Закрытые вставки изготовляются из
серебряной проволоки, заключенной в стеклянную трубку, и
216
Глава пятая. Электрические приборы
Фиг. 175. Переключатель типа ПП-1:
а-переключатель ПП-1: I-ручка, 2-корпус, 3-отверстия для крепления, 4-пере-
мычки,  5-контактные  пружины, в-подвижный контакт, 7-выводные контакты,
S-пружина; б-электрическая схема переключателя.
попе
Фиг. 176. Конструкция блока защиты:
J-контактные пластины, 2-контактный болт, 3-основание, 4-угольник.
§ 30. Бортовая электросеть самолета
217
бывают рассчитаны на силу тока 2, 6, 10, 20, 30 и 40 А; от-
крытые вставки рассчитаны на силу тока 60, 80 и 100 А. Плав-
кая вставка закрытого типа (фиг. 177) перегорает через 20 сек.,
при нагрузке током, превышающим номинальный на 50*%.
FC"----.----		• _ . гт?	\
(|		\>	\
		. __  J-I	\
'1		н	\
),		'1	"0
|| ---- \		','	14
to		/1	
V		Ч	
Ч^-. _		. __ -У	
	г?		
Фиг. 177. Плавкая вставка
закрытого типа.
Фиг. 178. Плавкая вставка
открытого типа.
Плавкие вставки открытого типа ПВ-бОс, ПВ-80с и ПВ-100с-
(фиг. 178) состоят из двух плоских латунных ножей, соеди-
ненных текстолитовыми планками и серебряной проволокой, и
перегорают в течение 3 мин.  при нагрузке током, превышаю-
щим номинальный на 25%, в течение 1 мин. при нагрузке свы-
ше 50°/о и мгновенно - при нагрузке то-
ком, .превышающим номинальный на 100п/о.
Автомат защиты. Замена сгорев-
шей "ставки новой вставкой требует значи-
тельной потери времени. На одноместном
самолете для замены вставки летчик иногда
должен бросать управление. Кроме того,
нужно всегда иметь под рукой достаточный
запас вставок.
В последние годы на самолетах стали
применять вместо предохранителей автома-
ты защиты (фиг. 179), которые заменяют
не только предохранитель, но и выключа-
тель. Автомат защиты представляет собой
реле; чувствительным элементом в нем яв-
ляется биметаллическая пластинка, нагре-
ваемая током, который проходит через
автомат.
Автоматы этого типа включаются в защищаемый участок
последовательно, так же, как и предохранитель.
При нажатии от руки кнопки А контакты замыкаются и
включают напряжение в цепь. Если ток, протекающий через
автомат, превысит допускаемое значение, то биметаллическая;
Фиг. 179. Автомат
защиты:
А-кнопка  включения,
Е-кнопка выключения.
-218
Глава пятая. Электрические приборы
•пластинка, нагреваемая током, прогнется и освободит замок,
который удерживает пружину. Под действием пружины кон-
такты автомата разорвут цепь. Для того, чтобы снова включить
автомат, нужно нажать кнопку А.
Для выключения автомата от руки нужно нажать кнопку ?.
Автоматы защиты выполняются также с приспособлением
для дистанционного выключения.
Переходные коробки. Переходные, или ответвитель-
ные, коробки служат для соединения ответвлений электрических
-проводов при помощи клемм. Переходные коробки заменяют
5
с^рэ   -,
Фиг. 180. Блок из двухсторонних зажимов 203-к:
1-боковина, 2-двухсторонние зажимы, 3-текстолитовые прокладки, 4,-карболито-
вые вкладыши, 5-пружинные винты, в-стяжной болт, 7-текстолитовые подкладки.
шаяние, запрещенное для проводов на самолете вследствие
трудности контроля качества паяния. Переходные коробки
'представляют собой группу контактных болтов или клемм,
смонтированных на изоляционном основании и закрытых крыш-
кой.
Переходные коробки выпускаются на две, три и четыре
клеммы. Провода с наконечниками присоединяют к контактным
болтам и крепят гайками с проложенными под ними шайбами
Гровера.
Для тех же целей, что и переходные коробки, служат авух-
сторонние зажимы, при использовании которых не требуется
наконечников на соединяемых проводах. Из двухсторонних за-
жимов можно собирать блоки на любое количество проводов.
Блок из двухсторонних зажимов 203-к выпускается в ком-
плекте, состоящем из собственно зажима с пружинными вин-
тами, карболитового вкладыша, карболитовых боковин и текс-
толитовых прокладок. Стяжной болт и нижняя текстолитовая
панель изготовляются на месте. Блок из двухсторонних зажи-
мов 203-к показан на фиг. 180.
До закрепления провода в двухстороннем зажиме провод
освобождают от изоляции и на конец его надевают латунную
•тильзу, которую плотно обжимают на проводе. Затем провод
§ 30. Бортовая электросеть самолета
219
вводят в зажим и закрепляют его винтом. Гильза служит для
того, чтобы жила провода имела плотное соединение с зажи-
мом по всей своей поверхности.
Штепсельные разъемы. Штепсельные разъемы слу-
жат для соединения электрических проводов на разъемах кон-
струкции самолета, а также в других местах, где по условиям
эксплоатации необходимо разъединять электропроводку с наи-
меньшей затратой времени. Штепсельный разъем состоит из
штепсельной розетки с гнездами и штепсельной вилки со шты-
рями.
Фиг.  181. Крапление штепсельного соединения на кронштейне
и в коробке.
Способ крепления штепсельных разъемов зависит от места
их установ-ки (фиг. 181).
Для присоединения проводки к электрическим авиационным'
приборам служат штепсельные разъемы, отличающиеся по чи-
слу клемм.
Часть штепсельного ввода, расположенная на приборе (вил-
ка), имеет штыри с пружинящими контактами и может быть
выполнена съемной (на винтах) или встроенной (за одно целое
с корпусом прибора).
Часть штепсельного ввода, связанная с проводкой (розетка
или фишка), заключает в себе контактные гнезда и две гайки
для закрепления экранирующей оплетки и для крепления фиш-
ки к вилке.
Электропроводка. Для монтажа всего электрическо-
го оборудования на современном самолете прокладывают не-
сколько тысяч метров электрического провода.
Основным проводом, который применяется для монтажа
электросети самолета, является лакированный марки ЛПРГС
различных сечений в оплетке из хлопчатобумажной пряжи с
220                                                                                                                                                                                                                                                                                                Глава пятая. Электрические приборы____________
резиновой изоляцией. В тех случаях когда требуется защита
радиоустановок от помех, создаваемых той или иной самолетной
установкой, применяют провод марки ЛПРГСЭ. Это тот же
провод ЛПРГС, но экранированный оплеткой из медных прово-
лок поверх покрытой лаком хлопчатобумажной оплетки.
Многожильные провода марки ЛПРГСЭ скручиваются из
одножильных проводов марки ЛПРГС и экранированы общей
оплеткой из медных проволок.
На фиг. 182 представлена конструкция провода ЛПРГС
(лакированный провод с резиновой изоляцией, гибкий, само-
летный). Он представляет собой одножильный медный провод
Фиг. 182. Конструкция провода ЛПРГС:
1-жила из медных луженых проволок,  2-обмотка  из хлопчатобумажной пряжи,
3-вулканизированная   резина,  4-обмотка из прорезиненной ленты (для проводов
сечением свыше 10 мм1), 5-оплетка из хлопчатобумажной пряжя, покрытая oecueei-
ным нитроцеллюлозным лаком.
(жила состоит из нескольких медных проволок) с резиновой
изоляцией и покрыт лаковой пленкой для защиты резины от
действия на нее бензина и масла.
Обычно применяется провод ЛПРГС следующих сечений в
мм2-. 0,5; 0,75; 1,0; 1,5; 2,5; 4; 6; 10; 16; 25. Для монтажа
электрической сети следует применять провод, хранившийся
не более одного года. Провод марки ЛПРГСЭ очень удобен
для монтажа и имеет те же сечения.
Стальную оплетку для экранирования провода применять
нельзя, так как стальная проволока может легко повредить
изоляцию провода и вызвать короткое замыкание.
Монтаж проводов ЛПРГС ведут в тонкостенных алюминие-
вых трубах, а чаще всего в жгутах с металлической оплеткой.
В тех местах, где провода могут подвергаться частым механи-
ческим воздействиям, например, при прокладке трубопровода
на полу фюзеляжа, применяют дуралюминовые трубы.
Торцы обрезанных труб зачищают и зенкуют для устране-
ния заусенцев, кбторые могут повредить изоляцию проводов.
Радиус изгиба труб должен быть не меньше пятикратного
внутреннего диаметра трубы. Трубы гнут без проводов; про-
вода прокладывают в трубы после установки труб на самолете.
Перед прокладкой проводов трубы протирают тряпками, смо-
ченными в льняном масле. Провода перед прокладкой соби-
рают в жгут без скручиваний. Жгут обматывают в нескольких
§ 30. Бортовая электросеть самолета
221
местах изоляционной лентой для придания жесткости. Для то-
го чтобы облегчить протаскивание жгута через трубу, поверх-
ность его протирают тальком. Протаскивают жгуты при по-
мощи проволоки диаметром 1-1,5 мм, просунутой в трубу
(фиг. 183), причем следует делать это осторожно, чтобы не
повредить изоляцию проводов краями трубы.
Для того чтобы устранить возможность скопления конден-
сированной влаги в наиболее низколежащих точках труб, в
этих местах сверлят отверстия размером до 3 мм.
Фиг. 183. Способ протаскивания жгута проводов в трубу.
Металлические чулки для прокладки про-
водов. Провода марки ЛПРГС удобно прокладывать в ме-
таллических чулках из медной луженой проволоки. Такой мон-
таж допускает изгиб проводов с очень малым радиусом. Элек-
тропровода монтируют на мотораме и на двигателе только в
металлических чулках. Коротких кусков чулка применять нель-
зя, так как это затрудняет последующую металлизацию (со-
единение чулка с массой самолета).
Для монтажа проводов используют чулки, выпускаемые для
металлизации самолетов. Эти чулки применяются для жгутов
диаметром 9 и 12 мм. Кроме того, применяют чулки, предна-
значенные для экранированных проводов ЛПРГСЭ, проводов
Для зажигания ПВЛЭ и алюминиевого шланга.
Технические данные на металлические чулки приведены в
табл. 10.
Провод крепят в металлическом чулке скобками через
200-250 мм. При вводе в аппаратуру, не имеющую штуцеров,
провода обматывают в месте разделки изоляционной лентой в
один слой, на ленту натягивают чулок с аккуратно обрезан-
222
Глава пятая. Электрические приборы
Таблица 10
Технические данные на металлические чулки
для прокладки электропроводов
Тип чулка или провода и шланга, с которых снят чулок		Средний внутренний диаметр чулка, мм	Средний вес 1 м чулка, г
ОП-11		9	-
ОП-11		12	-
Провод ПВЛЭ		7,2	53
Провод ЛПРГСЭ	сечением 0,75 мм	3,7	21
Я                       1"	.1	3,8	22
я            я	1,5    .	4,1	22
"                "	,     2,5    ,	4,6	24
я                я	4	5,1	24
V                       V	.      6	5,7	28
и                "	.    10	8,6	45
я              я	.    16	9,9	75
Я                       N	.    25	12,2	- 91
•                       Я	"    35	13,7	114
V                       Я	.    50	16,2	15"
*                н	.    70	17,7	192
Металлический	шланг АДЕ-2-10	12,8	101
"	"    АДЕ-2-12	14,8	ПО
"	АДЕ-2-15	18,4	120
"	,     АДЕ-2-18	21,4	135
"	,    АДЕ-2-22	26,5	324
"	АДЕ-2-27	31,5	зза
я	.     АДЕ-2-34	38,5	390
-	.     АДЕ-2-42	47,4	598
Примечание. Вес указан как разница в весе провода или шланга
в чулке или без него.
^________   § 30. Бортовая электросеть самолета                                                                                                                                                                                                                                                                                         223:
ными на конце проволоками и обвязывают чулок тонким шпа-
гатом. Вместо изоляционной ленты на конец проводов можно
надеть общую для двух или трех проводов резиновую или кем-
бриковую трубку. Вместо шпагата можно также применить ре-
зиновую трубку.
Все шланги и трубы электросети следует присоединять к
массе самолета через каждые 0,5 м.
Крепление труб и шлангов. В дуралюминовых кон-
струкциях самолета рекомендуется изготовлять хомуты, скобки
и кронштейны для крепления труб из дуралюмина толщиной
0,8-1,0 мм. Допускается применение стальных кадмированных
деталей крепления; при этом нужно кадмировать весь комплект
деталей - скобы, хомуты, винты, гайки, шайбы и т. д.
Кадмирование стальных деталей защищает дуралюминовые
детали самолета от коррозии в местах соприкосновения со
сталью и обеспечивает надежный контакт с материалом само-
лета.
Недопустимо применение крепежных деталей из меди, ла-
туни, нержавеющей стали, недопустимо никелирование и об-
луживание деталей. Все эти металлы в контакте с алюминием
и его сплавами (основными материалами конструкции само-
лета) способствуют усилению коррозии вследствие образова-
ния гальванической пары.
Каждое крепление металлической трубы или шланга яв-
ляется также местом присоединения трубопровода к массе са-
молета. Все детали крепления должны быть зачищены до бле-
ска для получения хорошего электрического контакта трубы с
массой самолета.
Дуралюминовые трубы крепятся не реже чем через 0,5-1 Mf
алюминиевые -• не реже чем через 0,5 м; при наличии на
трубе соединительных или переходных муфт они крепятся на
расстоянии 100-200 мм с обеих сторон муфты.
Провода в чулках из медной луженой проволоки крепятся
хомутами или скобами. Чулок с проводами закрепляется через
каждые 20-25 см.
Требования к монтажу. При монтаже электрических
приборов и оборудования на самолете необходимо выполнять,
ряд требований.
Прежде всего следует хорошо защитить провода от повреж-
дений механических и вызываемых атмосферными осад-
ками, конденсированной влагой, горючим и минеральными
маслами.
На самолетах, снабженных радиоустановками, монтаж дол-
жен отвечать техническим требованиям к экранированию и
металлизации электрооборудования для уменьшения помех ра-
диоприему.
224
Глава пятая. Электрические приборы
Монтаж должен быть безопасен в пожарном отношении;
для этого все основные электроцепи должны быть защищены
плавкими предохранителями.
Материал, применяемый для монтажа, должен иметь мини-
мальный вес.
§ 31. Гальванометры и логометры
Указатели электрических авиаприборов.
В качестве указателей в электрических авиационных приборах
чаще всего применяются электроизмерительные приборы по-
стоянного тока. Электроизмерительные приборы имеют подвиж-
N
Фиг. 184. Принцип устройства магнитоэлектрического гальванометра:
I-стальной магнит. 2-полюсные наконечники, 3-железный цилиндр, 4-агатовые
гнезда, 5-подвижная рамка, в-пружинки.
"ую систему со стрелкой, на оси которой развивается вращаю-
чций момент под влиянием изменения какой-либо электрической
величины. При перемещении подвижной системы в приборе
возникает противодействующий момент, не зависящий от изме-
нения электрической величины. Наиболее распространенными
измерителями являются магнитоэлектрический гальванометр и
логометр.
Магнитоэлектрический гальванометр. Наи-
более точными измерительными приборами для постоянного то-
ка являются приборы, основанные на действии постоянного
магнита на подвижную катушку с проходящим через нее током.
Эти приборы называются магнитоэлектрическими гальваномет-
рами (фиг. 184).
Магнитная система приборов такого типа выполнена в виде
стального магнита / подковообразной формы с полюсными на-
конечниками 2. Между полюсными наконечниками расположен
неподвижный железный цилиндр 3, придающий силовым ли-
ниям радиальное направление. Внутри цилиндра проходит тон-
кая ось, которая может вращаться в агатовых гнездах 4. С осью
§ 31. Гальванометры и логометры                                                                                                                                                                                                                                                                                                                   225
скреплена легкая алюминиевая рамка 5, на которой намотана
катушка из тонкой изолированной проволоки.
Концы катушки выведены к двум спиральным бронзовым
пружинкам (упругим волоскам) 6. Эти пружинки имеют двой-
ное назначение: они служат для подвода тока к подвижной
обмотке из внешней цепи и создают момент, противодействую-
щий вращению рамки и устанавливающий ее на нуль при от-
сутствии в ней тока. Пружины механически скреплены с осью
и с корпусом прибора, но изолированы от них электрически.
При вращении оси одна пружина закручивается, вторая - рас-
кручивается. С осью рамки скреплена легкая алюминиевая
стрелка.
Боковые стороны подвижной катушки находятся в магнит-
ном поле, пронизывающем воздушные зазоры между полюсами
и железным цилиндром.
При прохождении тока через катушку ее собственный маг-
нитный поток будет взаимодействовать с потоком магнита, со-
здавая усилие, направленное по касательной к окружности вра-
щения боковых сторон и прямо пропорциональное силе тока,
который протекает через катушку.
Повороту рамки противодействует сила упругости пружин.
Момент, развиваемый силой упругости пружин, прямо пропор-
ционален углу их закручивания. В результате угол отклонения
стрелки будет пропорционален силе тока I, т. е. шкала при-
бора по всей окружности будет равномерной.
При перемене направления тока в катушке изменится и на-
правление отклонения рамки, следовательно, прибор требует
соблюдения полярности или же может иметь двухстороннюю
шкалу. Демпфирование прибора происходит благодаря тому,
что при движении алюминиевой рамки в поле магнита в ней
возникают токи, стремящиеся противодействовать этому дви-
жению.
На показания магнитоэлектрических приборов в большой
степени влияют изменения окружающей температуры. Темпе-
ратурные ошибки, возникающие от изменения магнитного поля
[Постоянного магнита и упругих свойств противодействующих
^пружинок, практически взаимно компенсируются. Но измене-
:Ьче сопротивления рамки гальванометра, происходящее вслед-
ствие изменения температуры, может служить причиной боль-
шой погрешности в отсчете.
Для компенсации изменения сопротивления рамки при-
Меняется так называемая термомагнитная компенсация, пред-
?тавляющая собой пластинку из специального медноникелевого
Сплава, которая накладывается на полюсные наконечники по-
стоянного магнита в качестве магнитного шунта (фиг. 185).
Сплав этот обладает большим отрицательным коэфициентом
15 Приборы на самолете
223
Глава пятая. Электрические приборы
магнитной проницаемости, т. е. имеет свойство увеличивать
свое магнитное сопротивление с повышением температуры.
При повышении температуры окружающей среды сопротив-
ление меди увеличится, и ток, протекающий через рамку
гальванометра, уменьшится. Это уменьшение тока умень-
шит отклонение стрелки и, следовательно, показания при-
бора.
Для того чтобы скомпенсировать указанное изменение тока
и тем самым сохранить то же отклонение стрелки, следует уве-
личить напряженность магнитного поля в зазоре. Это выпол-
Шунт
Фиг. 185. Термомагнитная компенсация
гальванометра.
6
Фиг. 185. Гальванометр с внутрира-
мочным магнитом:
1-магнит, 2-арматура, 3-наружное кольцо
из мягкого железа,   i-подвижная рамка,
5 и б- токоподводы.
няет термо'магнитныи шунт
благодаря свойству увеличи-
вать свое сопротивление про-
хождению магнитного потока
с повышением температуры.
Наложение термомагнитного шунта влечет за собой умень-
шение магнитного потока в воздушном зазоре на 20-30°/о, но
с этим приходится мириться, так как при применении шунта
удается значительно снизить температурную погрешность в ра-
бочих пределах электрических авиационных приборов.
Кроме этого способа компенсации погрешностей при изме-
нении температуры, применяются иные, например, схема Свин-
берна, которая будет описана ниже, в разделе о термометре
головок цилиндров ТЦТ-9.
Гальванометр с внутрирамочным магнитом.
Подковообразный магнит магнитоэлектрического гальванометра
обладает большими размерами и неудобен при расположении
его в небольшом корпусе указателя.
G появлением новых высококоэрцитивных сплавов, позво-
ливших значительно уменьшить размер магнита в электриче-
ских авиационных приборах, находит применение гальванометр
с внутрирамочным магнитом (фиг. 186). Постоянный магнит
выполнен в виде цилиндра, помещенного внутри рамки. Сна-
ружи магнит окружен кольцом из мягкого железа. В зазоре
§ 31. Гальванометры и логометры
227
Фиг. 187. Магнитоэлектри-
ческий логометр.
между цилиндрическим магнитом и железным кольцом может
двигаться рамка при прохождении через нее тока.
Гальванометр с внутрирайонным магнитом - это как бы
вывернутый наоборот магнитоэлектрический гальванометр обыч-
ного типа. Вместо железного цилиндра в нем помещен цилинд-
рический магнит, а железное кольцо заменило постоянный
магнит гальванометра обычного типа. Такая конструкция при-
бора позволила более тесно скомпоновать указатель. Кроме
того, железное кольцо вокруг магнита, являясь экраном и за-
мыкая поле магнита, заметно уменьшает влияние прибора на
стрелку компаса, а также на элек- '
трические приборы, расположен-
ные вблизи на приборной доске са-
молета.
В новейших конструкциях элек-
трических авиационных приборов раз-
лично выполненные измерители с вну-
трирайонным магнитом занимают
большое место.
Логометры. Как было сказано
выше,   большинство   погрешностей в
показаниях   гальванометра   удается
скомпенсировать.   Но  остается   еще
одна важная причина  возникновения
погрешностей - колебания напряже-
ния в бортовой сети самолета. Эти колебания могут быть до-
вольно значительными и достигать 10% в ту или другую сто-
рону от номинального значения.
Угол отклонения стрелки гальванометра пропорционален
силе тока, протекающего через рамку прибора, а сила тока
зависит от приложенного напряжения. Так как момент, про-
тиводействующий повороту подвижной системы, определяется
упругостью токоподводящих пружин и не зависит от колебаний
напряжения, то стрелка гальванометра будет давать ошибку
тем большую, чем больше эти колебания.
Компенсация погрешностей от колебания напряжения осу-
ществлена в логометре.
Подвижную систему логометра (фиг. 187) обычно выпол-
няют в виде двух рамок, расположенных под некоторым
углом. Ток подводится к катушкам при помощи трех волосков,
имеющих весьма малый момент по сравнению с вращающим
моментом рамки. Вращающие моменты каждой из рамок на-
правлены навстречу; вся система устанавливается только в за-
висимости от отношений силы токов, протекающих через катуш-
ки рамки. Поэтому показания логометра практически не зави-
сят от колебаний напряжения сети в пределах ±10%.
15*
228
Глава пятая. Электрические приборы
Полюсным наконечникам логометров, устанавливаемых в
качестве указателей электрических приборов, иногда придают
специальную форму, которая дает возможность увеличить шка-
лу прибора до 180° и более.
На фиг. 188 изображен механизм логометра с внутрирамоч-
ным магнитом.
Приборы с подвижным магнитом. Гальваномет-
ры и логометры с подвижными рамками должны быть выпол-
нены чрезвычайно тщательно. Наличие токоподводящ'их пру-
жин затрудняет изготовление и удорожает такие приборы.
.г
Фиг. 188. Логомегр с внутрирамоч -
ным магнитом:
1-магнит, 2-кольцо из железа для получе-
ния нужного характера шкалы, 3 - арматура,
4-наружное   кольцо   из   мягкого   железа,
4-подвижные рамки, S- токоподводы.
Фиг. 189. Треккатупгечный логометр
с подвижным магнитом:
J -магнит, 2-катушки, 3-демпфер,
4-экран.
В последнее время появился еще один вид логометров
(фиг. 189), в котором подвижной частью со стрелкой является
магнит, а катушки неподвижны. Магнит, связанный со стрел-
кой, помещен внутри двух или трех расположенных под углом
или крест-накрест рамок, по которым течет ток. Снаружи вся
система окружена экраном, выполненным в виде цилиндра из
мягкого железа.
Такая система чрезвычайно проста в изготовлении, имеет
очень небольшие габариты и поэтому ее можно применять для
двух-, трех- и четырехстрелочных приборов, помещаемых в об-
щем стандартном корпусе. Указанные приборы имеют при двух
катушках угол шкалы от 80 до 120°. Если вокруг подвижного
магнита поместить обмотку, выполненную в виде трех катушек,
которые расположены под углом 120°, то, изменяя соотношение
и направление токов в обмотках прибора, можно получить
круговую шкалу на 360°, что весьма важно для таких прибо-
ров, как, например, дистанционный компас.
_________§ 32. Электрические термометры сопротивления                                                                                                                                                                                                   229
§ 32. Электрические термометры сопротивления
типа ТМЭ-41, ТВЭ-40, ТКЭ-41 и ТМЭ-45
Назначение. На современном самолете во время полета
'необходимо знать температуру окружающего воздуха, воздуха
в карбюраторе, масла в системе смазки двигателя и охлаж-
дающей двигатель жидкости (в случае применения авиадвига-
теля с жидкостным охлаждением) или головок цилиндров (в
случае применения авиадвигателя с воздушным охлаждением).
Для измерения температуры электрическим способом обыч-
но применяются два вида электрических термометров: термо-
метры сопротивления, использующие зависимость сопротивле-
ния проводника от температуры, и термометры термоэлектри-
ческие, использующие явление Зеебека, т. е. появление термо-
электродвижущей силы при нагревании спая двух металлов.
В настоящее время на наших самолетах применяются тер-
мометры сопротивления ТМЭ-41, ТВЭ-40, ТКЭ-41 и ТМЭ-45.
Термометр ТМЭ-41 предназначается для измерения темпе-
ратуры масла или воды в пределах от 0 до 160° С; рабочий
участок шкалы от+40 до+140° С.
Термометр ТВЭ-40 служит для измерения температуры
окружающего воздуха в пределах от-70 до+50° С; рабочий
участок шкалы от -50 до +40° С.
Термометром ТКЭ-41 измеряют температуру воздуха в кар-
бюраторе в пределах от-30 до +70°С; рабочий участок шка-
лы от-20 до +40°'С.
Конструктивно приемники этих термометров одинаковы, а
указатели отличаются лишь шкалами и величинами некоторых
сопротивлений. Каждый тип прибора следует применять только
по назначению и в пределах измерений, указанных на шкале.
Термометр ТМЭ-45 является модернизацией термометра
ТМЭ-41.
Принцип действия. Электрическая схема термомет-
ров сопротивления представляет собой видоизмененный мост
Уитстона. Для уяснения этой схемы рассмотрим сначала обыч-
ный мост Уитстона.
. Принципиальная схема моста Уитстона состоит из четырех
сопротивлений /?3, R.,, Rs и R^, составленных в виде четырех-
угольника (фиг. 190).
В одну из диагоналей этого четырехугольника включен галь-
ванометр Г, а в другую диагональ - источник электроэнергии
(батарея или аккумулятор). Подбором сопротивлений можно
получить падение напряжения на участке ас, равное падению
напряжения на участке ad. В этом случае потенциалы точек
с и J сравняются между собой, и гальванометр не даст
отклонения ни в одну, ни в другую сторону. На участке acb си-
230
Глава пятая. Электрические приборы
ла тока /г будет везде одинакова, так как в диагональ моста
ток не ответвляется; соответственно силу тока на участках
adb обозначим [.,.
Пользуясь законом Ома, условие равновесия моста можно
выразить следующими уравнениями:
/1А1=/з"2>
•;/!/?"=/-/?..
При делении второго уравнения на первое получаем отно-
шения сопротивления моста.
-V
ъ
Rs
ИЛИ
Я2
ад, = /?!/?3.
Фиг. 190. Мост Уитстона.
Отсюда следует, что при
(равновесии (моста произведе-
ния накрестлежащих сопро-
тивлений равны между собой.
Если это (равенство нару-
шается, то через гальванометр
проходит ток тем больший,
чем больше неуравновешен-
ность моста.
Полная электрическая схе-
ма термометра сопротивления
ТМЭ-41 показана на фиг. 191.
Плечи #i, R3 и /?3 изготовле-
ны из манганиновой проволоки, сопротивление которой при из-
менении температуры практически не меняется. Сопротивле-
ние Rf выполнено из медной проволоки, величина сопротивления
которой меняется в зависимости от изменения температуры
окружающей среды, возрастая примерно на 0,4"Уо при повыше-
нии температуры на 1°С.
В диагональ моста CD включен измеритель (логометр). Об-
щая точка рамок -t и г, присоединена через сопротивления к
точке А. К диагонали АВ моста присоединяется источник по-
стоянного тока 27 V. Сопротивление У?лов гасит на себе часть
напряжения, так как для нормальной работы прибора нужно
напряжение значительно меньше 27 V. Подвод тока к по-
движным рамкам осуществляется при помощи спиральных пру-
жинок ?.
Работает схема следующим образом. Ток в рамках -± и г2
логометра можно представить как сумму тока /, протекающего
в рамках при некоторой средней температуре датчика, и
тока ;', возникающего в результате отклонения температуры дат-
чика от среднего значения (на схеме токи / и / не обозначены).
§ Я2. Электрические термометры сопротивления
231
При температуре датчика, соответствующей середине изме-
ряемого диапазона температур, величина сопротивления Rt
равна сопротивлению параллельного плеча R^. При этом схема
делается полностью симметричной, так как #2=#я и, следова-
тельно, потенциалы точек D и С равны между собой.
В этом случае ток, протекающий по сопротивлению R 4 пог
разветвляется от центральной точки схемы на два равных и
Фиг. 191. Принципиальная схема термометра сопротивления ТМЭ-41.
противоположных по направлению тока /, протекающих по рам-
кам логометра. Поскольку логометр выполнен с симметрично
расположенными рамками, то подвижная система логометра
займет при этом положение равновесия, соответствующее сред-
ней точке шкалы.
При отклонении температуры датчика в ту или другую сто-
рону от среднего значения симметричность схемы нарушается.
Так же, как и в случае неуравновешенного моста Уитстона,
между точками С и D возникает разность потенциалов, тем
большая, чем больше отличается температура датчика от сред-
него значения. Эта разность потенциалов может иметь тот или
другой знак в зависимости от того, в какую сторону откло-
няется температура датчика от среднего значения.
Под влиянием разности потенциалов между точками С и D
в рамках логометра потечет дополнительный ток /, имеющий
одинаковое сопротивление для обеих рамок. Появление тока j
нарушает равенство токов в рамках логометра, так как в одной
232                                                                                                                                                                                                                                                                                                  Глава пятая. Электрические приборы
из рамок будет протекать сумма токов /-)-/, а в другой - раз-
ность /-/. При этом подвижная система логометра отклонится
от среднего положения в ту или другую сторону в зависимости
от направления дополнительного тока /, вызванного изменением
сопротивления датчика Rt.
Сопротивления плеч моста Rlt /?,, Rs, Rtt сопротивление R4
и подгоночное сопротивление -?4Под подобраны так, чтобы ма-
ксимально повысить чувствительность схемы. Поэтому подвиж-
ная система логометра будет отклоняться от своего положения
при всяком изменении сопротивления, т. е. в зависимости от
изменения соотношения токов, протекающих через рамки.
Указатель. В качестве указателя температуры приме-
нен малогабаритный магнитоэлектрический логометр с внутри-
рамочным магнитом (см. фиг. 188). Па литой цилиндрический
магнит / из высококоэрцитивного магнитного сплава насаже-
но профилированное железное кольцо 2. Магнит с профилиро-
ванным кольцом установлен в консоли 3 во время ее отливки,
благодаря чему эти детали представляют собой одно целое. На
консоли укреплено винтами наружное кольцо 4 из мягкого
железа, охватывающее магнит с профилированным кольцом.
Наружное кольцо создает по всей высоте магнита коль-
цевой зазор, в котором вращаются две рамки 5, жестко скреп-
ленные под углом 20°. Рамки установлены своими кернами в
агатовых подпятниках, вставленных в винты, посредством ко-
торых можно регулировать осевой люфт.
Для подвода тока к рамкам служат три спиральные пру-
жинки (условно обозначенные на схеме фиг. 191 буквами Е).
Эти пружинки возвращают подвижную систему в первоначаль-
ное исходное положение при выключении прибора.
Показания логометра практически не меняются при изме-
нении напряжения источника питания в пределах ±3,5 V от
номинального значения напряжения 27 V. Наружное кольцо
является магнитопроводом, в котрром по всей высоте замы-
каются магнитные силовые линии. Кольцо, уменьшая магнит-
ное сопротивление цепи, увеличивает полезный поток магнита
в воздушном зазоре, в котором вращаются рамки.
Кроме того, кольцо экранирует магнитную систему, умень-
шая до минимума влияние посторонних магнитных полей на
логометр и влияние магнитного поля логометра на другие при-
боры. Отклонение стрелки компаса, расположенного на рас-
стоянии 0,2 м от прибора, не превышает 1°.
Температурная погрешность, могущая возникнуть из-за из-
менения сопротивления рамок логометра, сведена до минимума
посредством подбора температурного коэфициента сопротивле-
ний ветви:
/?4^/?.( цоя;
§ 32. Электрические ^термометры сопротивления                                                                                                                                                                                                       233
/?4-oi изготовлено из манганиновой проволоки, Rt - из
медной.
Температурная погрешность указателя в рабочей части шка-
лы не превышает 0,05% от номинального значения шкалы на
каждый градус изменения температуры окружающей среды.
Механизм логометра (фиг. 192) крепится на панели /- На
этой же панели расположены сопротивления /?а, *?" /?.,,
Rt и #4 под и трехполюсная вилка 5. Сопротивление Raoe поме-
щено в кольцевом пазу панели.
Фиг. 192. Указатель термометра ТМЭ-41:
/-панель,  2-логометр,  J -шкала,    4-корпус   прибора,
i-штепсельная розетка, 6, 7, "-сопротивления.
Шкала прибора окрашена в черный цвет и имеет оцифров-
ку и надписи в зависимости от назначения измерителя.
Шкала указателя ТМЭ-41 для воды имеет надпись "вода".
Оцифровка в пределах 0+160° С; цена деления шкалы 20°;
рабочий диапазон находится в пределах 40-140° и ограничен
дугой красного цвета. Стекло указателя в месте выреза шкалы
выкрашено в зеленый цвет.
Шкала указателя ТМЭ-41 для масла аналогична описанной
выше, но имеет надпись "масло" и стекло выкрашено в ко-
ричневый цвет.
Шкала указателя ТВЭ-40 имеет надпись "воздух" и оциф-
ровку от -70 до ,+ 50°; цена деления 10° С. Стекло указателя
окрашено в черный цвет.
Шкала указателя ТКЭ-41 имеет надпись "карб", а стекло
указателя выкрашено в розовый цвет.
Вся система вставлена в корпус и с задней стороны закры-
та крышкой; корпус и крышка прикреплены к панели винтами.
Для предохранения от попадания брызг по окружносги па-
нели в месте стыка крышки с буртиком панели проложено ре-
зиновое кольцо, создающее надежное уплотнение. Все указа-
234
Глава пятая. Электрические приборы
тели одного назначения взаимозаменяемы и их можно комплек-
товать с любым приемником типа ТМЭ-41; внешний вид при-
бора показан на фиг. 193.
Фиг. 193. Указатель и приемник .термометра ТМЭ-41.
На фиг. 194 показано расположение катушек в указателе.
Условные обозначения
Сопротивления и монтаЛные
провода,расположенные с пе-
редней стороны донышка.
---монтажные провода,
^     впрессованные в донышЬь
,\\ - - - Сопротивления имон-
1, верхняя и та*ные >>ровода,рас/кию*ен-
/ ппийнип lii ные с задней стороны доны-
\\                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                            шНа
К
- т
Фиг. 194. Схема соединений на панели указателя ТМЭ-41.
Приемник ТМЭ-41. Приемник (фиг. 195 и 196') со-
стоит из наружной арматуры, теплочувствительного элемента
и штепсельной розетки.
§ 32. Электрические термометры сопротивления
2Я5
Фиг. 195. Приемник термометра ТМЭ-41 (а) и термометра ТМЭ-41 (б):
/-наружная арматура,  2-штепсельная розетка,  3- теплочувствительный элемент.
9       ч                                                                                                                                                               3217
8
Фиг. '196. Приемник термометра ТМЭ-41:
1-наружная арматура, 2-штепсельная колодка, З-запираюшес кольцо, 4-карболи-
товая итулка, 5-штепсельная розетка, 6-прокладка, 7-свинцовая j шайба, 8- тепло-
чувствительный элемент, 9-резиновое кольцо.
Фиг. 197. Теплочувствительный элемент приемника ТМЭ-41.
236                                                                                                                                                                                                                                                                                                 Глава пятая. Электрические приборы
Теплочувствительный элемент (фиг. 197) выполнен из мед-
ной эмалированной проволоки в шелковой изоляции, намотан-
ной на пустотелую трубку Л; концы обмотки припаяны к двух-
полюсной вилке.
Теплочувствительный элемент вставляют в арматуру / (см.
фиг. 196) и запирают кольцом 3. Затем вставляют карболито-
вую втулку 4 (проточенным концом к теплочувствительному
элементу), присоединяют штепсельную розетку и завертывают
накидную гайку. Резиновое кольцо 9 обеспечивает уплотнение,
предохраняющее от попадания влаги внутрь приемника.
Конструкция приемников для измерения температуры масла,
воды и воздуха одинакова. Разница заключается лишь в спо-
собе крепления приемника. Вес приемника без проводов 100 г;
сопротивление приемников равно 53 + 0,1 Q при 0°.
Соединительные провода. Соединение приемни-
ка с указателем производится посредством провода мар-
ки ЛПРГСЭ сечением 0,75 мм2. Сопротивление соединитель-
ных проводов зависит от их длины. При градуировке прибора
длина соединительных проводов принята 3 м (сопротивлением
0,!3Q).
Удлинение проводов сверх 3 м вносит дополнительную по-
грешность. Эта погрешность всегда получается одного знака,
а именно: прибор показывает температуру выше истинной. Со-
единительные провода присоединяют к измерителю при помощи
трехштырькового штепсельного разъема.
Погрешности. Погрешность приборов при постоянно
действующей вибрации не превышает при нормальной темпе-
ратуре + 2,5°/о от номинального значения шкалы; при темпера-
туре + 50° погрешность возрастает до +5%; при температу-
ре -60° она доходит "до ±6%.
Влияние колебаний напряжения 27 -i; 3,5 V на показания
прибора практически не сказывается. При колебании напряже-
ния более ±3,5 V погрешность измерителя равна пример-
но 0,05% номинального значения шкалы на каждый вольт от-
клонения напряжения от номинала.
Проверка приемника перед монтажом. Преж-
де чем приступить к монтажу термометра на самолете, прове-
ряют сопротивление изоляции приемника при помощи меггера.
Один полюс меггера присоединяют к корпусу приемника, а
другой - к соединенным между собой концам соединительного
провода. Сопротивление исправного приемника должно быть
не менее 5MQ.
Затем испытывают термометр на рабочем режиме, присое-
динив к указателю приемник и источник постоянного тока на-
пряжением 27 V. Указатель должен показать при этом тем-
пературу окружающего воздуха.
§ 32. Электрические термометры сопротивления
237
После этого приемник погружают до крепежной гайки в
горячую воду (60-70° С). Разница в показаниях ртутного тер-
мометра и измерителя не должна превышать 2°/о от номиналь-
ного значения шкалы.
Установка термометра на самолете. Прием-
кики для измерения температуры масла и воды устанавливают
в двигателе на специальном штуцере, к которому приверты-
ПоАВ
(без гайНи)
Фиг. 198. Штепсельная розетка " вилка приемника:
1~квлпачок розетки, 2-резиновая прокладка, 3-штепсельная колодка, 4-винты
колпачка, 5-резиновое кольцо, 6-накидная гайка, 7-хомутик, 8, 9-винты.
вается приемник. Между штуцером и приемником проклады-
вается свинцовая шайба. Указатели температуры устанавли-
вают на приборной доске при помощи стандартного крепежного
кольца 60 мм.
Для присоединения проводов к штепсельной розетке прием-
ника следует отвернуть накидную гайку 6 (фиг. 198) и разъ-
единить штепсельную розетку с двухполюсной вилкой. Сняв хо-
мутик 7 и накидную гайку, отвертывают винты 4, крепящие
штепсельную колодку 3 в колпачке; затем вынимают из кол-
пачка колодку и резиновую прокладку 2.-
Концы проводов на 10 мм хорошо зачищают и протягивают
через хомутик, накидную гайку и колпачок. Далее на два про-
водника, свободные от брони, надевают резиновую проклад-
ку 2. В каждое свободное от винтов (во избежание потери
винты 9 вывертывают не полностью) отверстие колодки встав-
ляют провод. Завернув винт, расположенный ближе к середине
колодки, убеждаются, что провод зажат, и завертывают второй
винт.
Во избежание короткого замыкания проводников изоляция
каждого провода должна войти на всю глубину в расширен-
ную часть отверстия штепсельной колодки.
238
Глава пятая. Электрические приборы
Далее, придвинув резиновую прокладку 2 к торцу колодки,
вставляют колодку 3 в колпачок. На поверхности колодки име-
ются две лунки и канавка. В лунки должны войти винты 4
колпачка, а канавка служит направляющей при установке ко-
лодки в колпачке. При установке колодки в колпачке необ-
ходимо следить за тем, чтобы выступ на внутренней поверх-
ности колпачка вошел в паз колодки до упора, а винты вошли
в лунки к были завернуты доотказа.
6\    -> I     2^   1
Фиг. 199. Штепсельная 'розетка и вилка указателя:
7-колпачок розетки, 2-кольцо, 3- винты, t- накидная гайка, 5-хомутик, в-подводка,
7-винты, 8-трехполюсная вилка.
Экранирующую оплетку провода закрепляют на хвостовике
колпачка хомутиком 7. Винт 8 должен быть завернут доотказа.
После этого на колодку надевают резиновое кольцо 5, уста-
навливают втулку 4 и, соединив вилку со штепсельной розет-
кой, надежно завертывают накидную гайку 6.
Во избежание отвертывания накидной гайки при вибрации
ее законтривают проволокой диаметром I мм через отверстия
в гайке и корпусе приемника.
Для присоединения проводов к трехштырьковой штепсель-
ной розетке указателя (фиг. 199) вывертывают из кольца 2 на
один-два оборота два винта 3, крепящие штепсельную колодку
в колпачке 1 розетки, а затем вынимают колодку из колпачка.
Концы проводов зачищают на 10 мм и продевают через
кольцо 2, накидную гайку 4 и колпачок 1, предварительно сняв
с хвостовика последнего хомутик 5. В каждое свободное от
винтов отверстие подводки 6 вставляют провод и надежно за-
крепляют его двумя винтами 7. Сначала завертывают винт, рас-
положенный ближе к середине колодки, и, убедившись, что
провод зажат, завертывают второй винт.
Для предотвращения короткого замыкания соединительных
проводов изоляция каждого провода должна войти на всю глу-
§ 32. Электрические термометры сопротивления
239
бину в расширенную часть отверстия штепсельной колодки.
Вставляя колодку в кожух и закрепляя винты гладкого коль-
ца, нужно следить за тем, чтобы винты при завертывании по-
пали в свои лунки на поверхности бакелитовой колодки.
Экранирующую оплетку зажимают хомутиком поверх хво-
стовика колпачка.
Штепсельная
pMumka
npuenHuka
Kucmcxmuku
питания
Фиг. 200. Схама присоединения проводов к переходной коробке
разъема.
После сборки трехштырьковой штепсельной розетки ее объ-
единяют с трехполюсной вилкой 8 указателя и надежно за-
вертывают накидную гайку.
Соединительные провода от сети питания и провода от при-
емника присоединяют к измерителю через переходную коробку
разъема. Эта коробка разъема в комплекте прибора не постав-
ляется, а предусматривается при оборудовании самолета.
Проводники присоединяются к переходной коробке разъема
в следующем порядке (фиг. 200). К одному из контактов пе-
реходной коробки присоединяют провод от приемника Т и про-
вод от минуса бортовой сети самолета. К второму контакту
переходной коробки разъема присоединяют провод от плюса
питания, а к третьему контакту - второй провод от приемника.
При снятии с проводов медной оплетки и резиновой изоля-
ции следует остерегаться повредить изоляцию отдельных жил.
-240
Глава пятая. Электрические приборы
Концы проводов, присоединяемые к коробке разъема, под-
готовляют к монтажу следующим образом. Обрезают провод
по месту и зачищают концы согласно размерам, указанным на
фпг. 201. Обвязывают экранирующую оплетку около обрезан-
ного конца двумя витками проволоки диаметром 0,5 мм, скру-
чивают концы и надевают на жилы линоксиновую трубку.
Место разделки провода и начало линоксиновых трубок на
длине примерно 20 мм обматывают изоляционной лентой в
один слой, а затем обжимают металлической втулкой.
Фиг. 201. Разделка концов провода:
7 - лииоксинпвая трубка,  2-обвязка провода,  3- длина в зависимости от размеров
контактов коробки разъема, 1-обжимная втулка.
В случае отказа в работе приемника из-за повреждения
теплочувствительного элемента последний заменяют новым.
Для этого отвертывают накидную гайку и разъединяют штеп-
сельную розетку с вилкой приемника. Вынув карболитовую
втулку 4 (см. фиг. 196) и резиновое кольцо (если оно осталось
Б арматуре), вынимают запирающее элемент кольцо 3 (это
легко сделать, поддевая отверткой отогнутый край кольца).
Вынув теплочувствительный элемент, заменяют его новым
и запирают кольцом 3, предварительно убедившись в целости
паронитовой прокладки 6. Далее вставляют карболитовую втул-
ку 4 проточенным концом к элементу и надевают на колодку
резиновое кольцо; присоединяют штепсельную розетку к вилке
приемника и завертывают доотказа накидную гайку.
Во время эксплоатации прибора рекомендуется раз в три
месяца проверять прибор при помощи походно-поверочной уста-
новки (ППУ) или в термобане (см. § 12, указания по провер-
ке парового термометра). В случае отсутствия этой установки
нужно вместо приемника включить магазин сопротивлений и
проверить градуировку прибора, приключив к источнику пита-
ния вольтметр для контроля напряжения.
Данные для градуировки приборов ТМЭ-41 приведены в
табл. 11.
Данные для градуировки приборов ТВЭ-40 приведены в
табл. 12.
f 32. Электрические термометры сопротивления
241
Данные для градуировки указателя ТЛ1Э-41
Таблица 11
Показания указателя ТМЭ-41, СС	Сопротивление магазина, Q	Показания указателя ТМЭ-41, °С	Сопротивление магазина, и
			
0	53,3	+ 100	76,1
+20	57,9	+ 120	80,7
+40	62,4	+ 140	85,2
+60	67,0	+ 160	89,8
+ 80	71,5	1	
		1	
Данные для градуировки указателя ТВЭ-40
Таблица 12
Показания указателя ТВЭ-40, °С	Сопротивление магазина, И	Показания указателя ТВЭ-40, °С	Сопротивление магазина, U
-70	37,4	+ 40	62,4
-60	39,7	+ 50,	64,6
-40	44,2	+ 60	67,0
-30	, 46,5	+ 70	69,5   '
-20	48,7	+ 80	71,5
0	53,3	+ 100	' 76,1
+20	57,9	+ 120	80,7
Электрический термометр сопротивления
ТМЭ-45. Этот прибор является модернизацией термометра
ТМЭ-41.
Нередки случаи выхода из строя термометров ТМЭ-41 из-
за обрыва обмотки теготочувствительного элемента приемника
или выпадения из опор подвижной системы указателя. Для
устранения этих недостатков в конструкцию термометра ТМЭ-41
был введен ряд изменений и новая конструкция получила на-
именование ТМЭ-45.
16 Приборы на самолете
242___________Глава пятая. Электрические приборы_____________
В приемнике ТМЭ-45 трубка теплочувствительного элемен-
та припаивается к основанию, армированному в бакелитовой
втулке. Такое крепление исключает возможность обрывов об-
мотки теплочувствительного элемента вследствие раскачива-
ния трубки. Кроме того, для обмотки теплочувствительного эле-
мента ТМЭ-45 применен провод диаметром 0,11 мм вместо
провода диаметром 0,08 мм, как в термометре ТМЭ-41.
В указателе ТМЭ-45 подпятники подвижной системы имеют
более углубленный кратер (0,6 мм вместо 0,4 мм), что исклю-
чает возможность выпадения подвижной системы из опор. Ка-
тушки сопротивлений в указателе крепятся на стержнях гай-
ками с шайбами Гровера. После завертывания гайки залива-
ются эмалью. Такое крепление предотвращает саморазвертыва-
ние гаек и раскачивание катушек.
Цена деления шкалы указателя ТМЭ-45 10° С вместо 20° С,
что увеличивает точность отсчета. Стрелка указателя ТМЭ-45
имеет мечевидную форму.
Маркировка указателя на масло и воду не производится.
§ 33. Термоэлектрический термометр цилиндров ТЦТ-9
Назначение. Термоэлектрический термометр цилиндров
ТЦТ-9 (фиг. 202) предназначен для измерения температуры го-
ловок цилиндров двигателей воздушного охлаждения.
Принцип действия. Если
подогревать спай двух проводов из
разнородных металлов, то в этих
проводах возникает электродвижу-
щая сила, величина которой зависит
от материала и разницы температур
спая и холодных концов проводов.
Если на холодном конце прово-
дов поддерживать постоянную тем-
пературу, то, измеряя гальваномет-
ром величину термоэлектродвижу-
щей силы, можно судить о темпера-
туре той среды, в которую помещен
горячий конец. Такой способ изме-
Фиг. 202. Указатель термометра рения температуры среды называет-
ТЦТ-Э-                                                                                                                                                                                                                                                                    ся термоэлектрическим способом, а
цепь, составленная из двух разно-
родных металлов, называется термопарой.
Действие термометра цилиндров ТЦТ-9 основано на прин-
ципе измерения температуры термоэлектрическим способом.
Для точности показаний гальванометра необходимо, чтобы на
свободных концах термопары температура была постоянной, в
§ 33. Термоэлектрический термометр цилиндров
243
противном случае нужно учитывать изменение этой температу-
ры при отсчете по прибору. Для того, чтобы обеспечить посто-
янную температуру холодных концов термопары, их отводят по-
дальше 'От зоны высокой температуры при помощи так называе-
мых компенсационных проводов. Назначение компенсацион-
ных проводов -• удалить холодные концы от головки термонары
возможно дальше, в зону с небольшими колебаниями темпе-
ратуры. Компенсационные провода изготовляют из тех же ма-
териалов, что и электроды, так как наличие сплавов из других
металлов может вызвать появление паразитных электродвижу-
щих сил.
i-
: г
! i
V
4 / !
ч"
; г з*у
Фиг. 203.   Принципиальная
схема термоэлектрического
термометра.
J.
I
-1
-tb
r^-WfA^n
к, /    /г/,
*з
---W\A/W
Ъ '
-VWW-
Фиг. 204. Схема Сввнберна.
На фиг. 203 дана принципиальная схема термоэлектри-
ческого термометра. Возрастание или убывание температуры
горячего спая вызывает соответствующее изменение величины
термоэлектродвижущей силы, что приводит к изменению силы
тока в термоэлектрической цепи и, следовательно, в гальвано-
метре.
Но эта сила тока зависит также от величины общего со-
противления цепи. Изменение сопротивления в цепи изменяет
силу тока, что вызывает погрешность в показаниях гальвано-
метра. Поэтому категорически воспрещается укорачивать или
удлинять компенсационные и термоэлектрические провода.
Величина термотока хромелькопелевой термопары, приме-
няемой в ТЦТ-9, равна 23 m>V при температуре горячего спая
300° С и температуре холодного спая 0°. Термоток направлен
от положительного, хро,мелевого электрода к отрицательно-
му, копелевому. Отклонение подвижной системы указателя
пропорционально силе термотока, протекающего через рамку
прибора.
Если поддерживать температуру холодного спая термопары
неизменной, то по величине термоэлектродвижущей силы,
создаваемой термопарой, можно судить о температуре горяче-
16*
244___________Глава пятая. Электрические приборы____________
го спая, т. е. о температуре свечи двигателя, под которой уста-
новлена термопара.
Таким образом, если проградуировать шкалу прибора в
градусах Цельсия, то прибор будет показывать истинную тем-
пературу под свечой авиационного двигателя.
Практически в условиях эксшюатации невозможно поддер-
живать неизменной температуру холодного спая. Для устране-
ния возникающей при этом погрешности применяется биметал-
лический термокомпенсатор, автоматически переставляющий
стрелку прибора соответственно изменению температуры воз-
духа. Что касается погрешностей, вносимых температурным
изменением магнитного поля в воздушном зазоре и модуля
упругости противодействующих пружин указателя, то они вза-
имно компенсируются.
Наибольшей величины достигают погрешности, связанные с
изменением сопротивления рамки прибора при изменении тем-
пературы окружающей среды. Очевидно, что ток, развиваемый
термопарой и протекающий через рамку гальванометра, зави-
сит от сопротивления цепи прибора. Температурные изменения
сотого сопротивления вызовут изменение тока в рамке, что при-
ведет к отклонению стрелки от истинного положения.
Для устранения этой погрешности указатель прибора ТЦТ-9
собран по схеме Свинберна (фиг. 204).
Параллельно рамке Rlt выполненной из алюминиевой про-
волоки, подключено шунтирующее сопротивление R3 из никеля,
температурный коэфициент электросопротивления которого зна-
чительно больше температурного коэфициента электросопротив-
ления рамки. Сопротивление R3 подобрано с таким расчетом,
чтобы ток в рамке оставался постоянным при изменении тем-
пературы окружающего воздуха.
Сопротивление /?4 изготовляется из манганина и практически
не меняется при изменении температуры.
При повышении температуры все сопротивления увеличива-
ются на величины, соответствующие их температурным коэфи-
циентам, в результате чего общее сопротивление между точка-
ми а и Ъ возрастает, и ток I уменьшается.
Но так как сопротивление /?3 возрастает больше, чем сопро-
тивление ветви рамки, то происходит перераспределение токов,
н ток / в рамке мало изменяется.
При снижении температуры происходит обратное перерас-
пределение токов. Таким путем достигается компенсация по-
грешностей от температурных изменений сопротивления рамки
прибора. Общая температурная погрешность прибора ТЦТ-9 не
превосходит 0,06% (от номинального значения шкалы) на каж-
дый градус изменения температуры.
Приемник   (термопара   с   соединительным  проводом)
§ 33. Термоэлектрический термометр цилиндров
(фиг. 205). Термопара представляет собой красномедную шай-
бу, играющую роль теплоприемника, в которую впаяны два
термоэлектрода хромелькопелевой пары. К свободным концам
электродов посредством навинчивания подключаются соедини-
тельные провода из того же материала, что и электроды термо-
пары. Свободные концы соединительных проводов подсоедине-
ны к штепсельной розетке указателя.
Медная шайба
XfMM*** я**""""**
'""WHMettnprt
Фиг. 205. Термопара.
Сопротивление приемника ТЦТ-9 при любой длине соеди-
нительных проводов одинаково и равно 7,15 S при 20-50С. В
приборах это достигается при помощи подгоночной катушки,
намотанной на штепсельную колодку (фиг. 206).
Благодаря такому постоянству сопротивления цепи достиг-
нута возможность подключать любой приемник к любому из-
flokasat/o для примера
Фиг. 206. Штепсельная колодка с подгоночной катушкой.
мерителю ТЦТ-9. На колодке указывается длина соединитель-
ных проводов, для которых она предназначена.
Указатель. Указатель термометра ТЦТ-9 выполнен в
виде вибрационно устойчивого магнитоэлектрического гальвано-
метра с внутрирамочным постоянным магнитом (см. § 31).
Принцип действия указателя основан на взаимодействии то-
246
Глава пятая. Электрические приборы
ка, протекающего по рамке, с магнитным полем постоянного
магнита.
Литой цилиндрический магнит / с плотно надетым на него
железным кольцом 2 (фиг. 207) нз высококоэрцитивного маг-
нитного сплава залит в консоли 3 во время отливки последней,
вследствие чего эти детали представляют собой одно целое.
На консоли крепится тремя винтами наружное железное
кольцо 4, охватывающее магнит. Наружное кольцо создает по
всей высоте магнита кольцевой воздушный зазор, в котором
вращается рамка 5. Это кольцо, являясь магнитным экраном,
замыкает по всей высоте за-
зора магнитные силовые ли-
нии постоянного магнита.
Оно уменьшает магнитное
сопротивление цепи и тем
самым увеличивает полез-
ный поток магнита в воз-
душном зазоре, в котором
вращается рамка. Кроме то-
го, наружное кольцо экрани-
рует магнитную систему,
сводя до минимума влияние
посторонних магнитных по-
лей на гальванометр и
влияние магнитного поля
указателя на другие прибо-
ры. Отклонение стрелки маг-
нитного компаса, расположен-
ного от прибора на расстоя-
нии 0,2 м, не превышает 1°.
Рамка 5 устанавливается своими кернами в агатовых под-
пятниках. Подпятники вставлены в винты, посредством ко-
торых можно регулировать установку рамки.
Для создания противодействующего момента служат две
спиральные пружины 6, которые используются также для под-
вода тока к рамке.
Биметаллический термокомпенсатор 7 представляет собой
спиральную пружину из двух прокатанных в горячем состоя-
нии пластин разнородных сплавов. Так как при градуировке
шкалы прибора температуру холодных концов принимают рав-
ной Оа С, то любое изменение температуры указателя будет
вносить погрешность в его показания. Спираль термокомпенса-
тора жестко скрепляется одним концом с корректором S, а
другим - с волоском и компенсирует эту погрешность, откло-
няя при изменении температуры стрелку прибора на соответ-
ствующую величину.
Фиг. 207. Гальванометр указателя
термометра ТЦТ-9:
1-магнит, 2-железное кольцо, Л-арматура,
^-наружное кольцо из мягкого железа, 5-по-
движная рамка, в - токоподводы, 7-биметалличе-
ский термокомпенсатор, 8-механический кор-
ректор.
§ 33. Термоэлектрический термометр цилиндров
247
Для установки стрелки на деление, соответствующее тем-
пературе воздуха, окружающего прибор, с лицевой стороны
прибора находится головка корректора. Поворачивая * коррек-
тор, устанавливают стрелку прибора соответственно температу-
ре воздуха. Дальше корректор вносит поправку в показания
прибора автоматически.
Фиг. 208. Конструкция указателя термометра ТЦТ-9:
,9-панель прибора, 10-корпус, 11-задняя крышка, 12, 13-винты, 14-уплотнительное
кольцо из резины, К,- шунтирующее сопротивление, Kt-добавочное сопротивление.
Консоль укрепляется на панели 9 (фиг. 208). На этой же
панели устанавливается катушка добавочного сопротивления R±
и шунтирующее сопротивление #.v
Соединительные провода приключаются при помощи двух-
штырькового штепсельного соединения. Контактные вилки в
донышке и контактные гнезда в штепсельной розетке изготов-
лены из латуни.
Шкала прибора окрашена в черный цвет и оцифрована от О
до 300° G через 100° С; цена деления шкалы 20° С. Деления
шкалы и цифры покрыты светящейся массой постоянного дей-
ствуй я.
Собранный на панели прибор защищен корпусом 10 и с ты-
ловой стороны закрыт крышкой //. Корпус и крышка крепятся
к панели винтами 12 и 13.
1 Корректировка должна производиться после нахождения прибора
•с отключенной от двигателя термопарой при данной температуре окружаю-
щей среды в течение 2-3 час.
248
Глава пятая. Электрические приборы
Брызгонепроницаемостъ обеспечивается прокладыванием
уплотнительного резинового кольца 14 по окружности в месте
стыка крышки с буртиком панели.
Габаритные размеры указателя ТЦТ-9 даны на фиг. 209.
Погрешность комплекса ТЦТ-9 при постоянно действующей
вибрации в рабочей части шкалы не превышает следующих ве-
личин: при температуре окружающего воздуха 1+20° С по-
грешность не больше ±8° С; при температуре +50° С по-
грешность не больше ±15° б; при температуре -60±5° С
погрешность не больше ±24° С.
I-/4-1
Фиг. 209. Габаритные размеры указателя ТЦТ-9.
Корректор нормально работающего прибора отводит стрел-
ку от положения, занимаемого ею при нормальной температу-
ре, не менее чем на одно деление (20° С) вправо или влево.
Приемники изготовляются длиной до 15 м.
Монтаж прибора на с а м о лете. Термопара укреп-
ляется под свечой авиационного двигателя. Электроды крепятся
к головке двигателя специальной державкой. Соединительные
провода прокладываются в местах, хорошо защищенных от на-
гревания двигателя и от попаданий масла и атмосферных осад-
ков. Соединительные провода следует жестко прикреплять к
фюзеляжу, стойкам и т. д.
Указатель устанавливают на приборной доске и укрепляют
стандартным кольцом диаметром 60 мм. Соединительные про-
вода подключают к указателю посредством штепсельного со-
единения.
Штепсельная розетка (штепсельный разъем) (фиг. 210) со-
стоит из колодки 1, на которую намотана подгоночная катуш-
ка, резиновой прокладки 2, втулки 3, накидной гайки 4, кол-
пачка 5, стопорного кольца б и винтов 7.
§ 33. Термоэлектрический термометр цилиндров
249
Для присоединения проводов к штепсельной розетке ее не-
обходимо предварительно разобрать (фиг. 211). Для этого ко-
лодка / освобождается ст колпачка 5 отжатием при помощи
Фиг. 210. Штепсельный разъем указателя ТЦТ-9.
отвертки стопорного кольца 6. Винты 7 вывертываются настоль-
ко, чтобы оголенные жилы соединительных проводов свободно
вошли в гнезда колодки.
Фиг. 211. Монтаж штепсельного разъема указателя ТЦТ-9:
1-колодка,  2-резиновая  прокладка,   3--втулка,  4~накидная   гайка,  5-колпачок,
в-стопорное кольцо, 7-винты, Л-лунка для стопорного кольца 6.
Присоединение проводов к штепсельной розетке производит-
ся следующим образом. Колпачок 5 вместе с накидной гай-
кой 4 надевают поверх экранирующей оплетки. Поверх обеих
250                                                                                                                                                                                                                                                                                                   Глава пятая. Электрические приборы
жил проводов надевают втулку 3 так, чтобы она вошла под
экранирующую оплетку. Конец экранирующей оплетки заправ-
ляют внутрь расширенной части втулки. После этого очищают
каждую жилу от резиновой опрессовки на 10 мм, а концы хлоп-
чатобумажной оплетки сдвигают на 5 мм и обматывают изоля-
ционной лентой в два слоя по длине 10 мм. Поверх резиновой
опрессовки вплотную к изоляционной ленте надевают на оба
провода резиновую прокладку 2, вставляют оголенные жилы в
отверстия колодки и закрепляют каждый провод двумя вин-
тами 7.
Сначала нужно завертывать винт, расположенный ближе
к середине колодки. Если провод окажется зажатым, заверты-
вают второй винт.
Нужно строго следить за тем, чтобы не перепутать поляр-
ность соединительных проводов.
Положительный электрод с фиолетовой окраской оплетки
укрепляют в отверстии колодки, обозначенном знаком "+".
Второй электрод с оплеткой желтого цвета укрепляется в от-
верстии, обозначенном знаком "-".
После этого колодку вставляют в колпачок так, чтобы ко-
нец стопорного кольца вошел в лунку Л на боковой поверх-
ности штепсельной колодки.
Перед присоединением штепсельного разъема следует про-
верить корректирозку указателя на окружающую температуру.
После того как указатель пробыл в данной температуре 2-
3 часа, положение стрелка прибора должно соответствовать тем-
пературе окружающего воздуха. В случае необходимости кор-
ректируют прибор, поворачивая головку корректора и слегка
постукивая по указателю.
Собранную штепсельную розетку соединяют с двухполюсной
штепсельной вилкой прибора и доотказа затягивают накидную
гайку. Для предотвращения отвертывания накидной гайки ее
законтривают проволокой диаметром 0,5 мм через отверстия в
гайке и штепсельной вилке.
Если при работающем двигателе стрелка указателя продол-
жает указывать величину окружающей температуры, то причи- s
ной является либо обрыв в термопаре и компенсационных про-
водах, либо короткое замыкание.
При отклонении стрелки указателя влево за 0° С следует
проконтролировать правильность корректировки указателя, а
также проверить, .не перепутана ли полярность в местах при-
соединения проводников.
Скачкообразные изменения положения стрелки или явно
преуменьшенные показания указывают на плохой контакт в
местах присоединения компенсационных проводов к термопаре
или указателю.
§ 34. Электрический газоанализатор                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                      251
§ 34. Электрический газоанализатор ГЭА-50
(альфаметр)
Сгорание горючего в цилиндре двигателя.
Сгорание горючего в цилиндре двигателя является химической
реакцией соединения горючего с кислородом. Всякое жидкое
горючее состоит, главным образом, из химически связанных
водорода и углерода, которые входят в состав горючего в са-
мых различных пропорциях.
Водород при сгорании соединяется с кислородом, в резуль-
тате получаются водяные пары, а по охлаждении ниже
100qC -вода.
Углерод при соединении с достаточным количеством кисло-
рода дает углекислый газ СО2. В другом случае тот же угле-
род, соединяясь при горении с недостаточным количеством ки-
слорода, дает окись углерода СО, или угарный газ, который
может еще соединиться с кислородом и дать углекислый
газ СО2.
Такое сгорание, после которого в продуктах горения оста-
ются вещества, способные соединяться с кислородом, называет-
ся неполным сгоранием, а сгорание, после которого в продук-
тах горения отсутствуют указанные вещества, - полным сгора-
нием. Для полного сгорания любого горючего вещества необ-
ходимо определенное количество кислорода или воздуха, в ко-
тором содержится по весу около 23'% кислорода.
На сжигание 1 кг бензина нужно 14,7-15,1 кг воздуха (в
зависимости от сорта бензина); это количество воздуха будет
наименьшим для полного сгорания 1 кг бензина и называется
теоретически необходимым.
Карбюратор можно отрегулировать для подачи смеси раз-
личного весового соотношения между топливом и воздухом.
Так как от состава смеси зависит ее теплотворная способность
и скорость сгорания, то необходимо контролировать качество
приготовленной смеси.
Отношение весового количества воздуха, приходящегося на
одну весовую часть горючего в данной смеси, к теоретически
необходимому количеству воздуха называется коэфициентом
избытка воздуха. Это понятие введено для удобства сравнения
качества смеси. Коэфициенг этот обычно обозначается грече-
ской буквой а (альфа).
Так, например, если в смеси на 1 кг бензина (для которого
г.ес теоретически необходимого воздуха равен 15 кг) прихо-
дится 12 кг воздуха, то
вес воздуха в данной смеси                                                                                                                                                                                                                                                12 кг   . 0
-=и,о.
вес теоретически необходимого воздуха                                                                                                                                  15 кг
252___________Глава пятая. Электрические приборы____________
Для смеси, содержащей 17 кг воздуха на 1 кг бензина,
а = "/-.= 1,07.
Смесь с содержанием воздуха меньше теоретически необ-
ходимого количества называется богатой, так как в ней бензи-
на больше, чем может сгореть с кислородом воздуха, входяще-
го в смесь. Коэфициент избытка воздуха а у богатых смесей
всегда меньше единицы.
Смесь с содержанием воздуха больше теоретически необ-
ходимого количества называется бедной и коэфициент а у
таких смесей больше единицы.
Смесь, в которой содержание воздуха равно теоретически
необходимому количеству, называется нормальной, и коэфи-
циент а такой смеси равен ls/ls~l.
В случав нормальной смеси, когда а - 1, кислород в ци-
линдре двигателя, соединяясь с углеродом, образует углекислый
газ; водород, соединяясь с кислородом, образует водяной пар;
азот, составляющий 77°/о введенного в цилиндр воздуха, как
инертный газ не поддерживает горения и в составе продуктов
сгорания остается в чистом виде.
При бедной смеси, когда сс>1, излишек кислорода не уча-
ствует в горении и находится в продуктах сгорания в свободном
состоянии. Углерод сгорает полностью, образуя углекислый газ,
водород - воду, азот попрежнему остается в чистом виде. Сле-
довательно, в случае бедной смеси продукты сгорания содер-
жат углекислый газ, водяные пары, азот и кислород.
При богатой смеси, когда а<1, водород сгорает не пол-
ностью, образуя водяные пары и свободный водород. На сгора-
ние углерода будет также нехватать кислорода и он сгорает,
частью переходя в углекислый газ, а частью - в окись угле-
рода; азот в сгорании не участвует. Таким образом при богатой
смеси продукты сгорания состоят из углекислого газа, окиси
углерода, водяных паров, водорода и азота.
На фиг. 212 показано изменение процентного содержания
водяных паров, углекислого газа, окиси углерода, свободного
кислорода и водорода в продуктах сгорания в зависимости от
состава смеси.
Наличием свободного водорода при богатых смесях в
настоящее время пользуются для определения качества сме-
си и необходимости ее корректирования при поднятии на
высоту.
На фиг. 212 видно, что, определив в составе газов количе-
ство свободного водорода, можно судить о качестве смеси, так
как современные карбюраторные двигатели для обеспечения
экономичности и снятия больших мощностей работают на сме-
сях, ограниченных довольно узкими пределами а - от 0,75
до 1,05.
§ 34. Электрический газоанализатор
В современных двигателях карбюраторы сконструированы и
регулируются так, что при запуске и на малых оборотах дви-
гатель работает на обогащенной смеси, на эксплоатационной
мощности смесь слегка обеднена, а на максимальной мощности
смесь опять слегка обогащается.
На определенной высоте самолет летит при постоянной плот-
ности воздуха. Поэтому, отрегулировав состав смеси, можно не
менять его до тех пор, пока самолет не перейдет в слой воз-
духа с другим атмосферным давлением.
! t Si I i	74 12 10 a в :	•*".,	CO								№•,				-"•4^
				^	~-s			^ -	--	-"""^					
					-^	>	, __ ^ \								
			-*-*?	^-"				^J							
				"-v	•-^				-4	\					
						нг	•--~-	~--.			\				
										"•- -.	--	\. - -	X,	^-	,-**
__                                                                                                                                                                                                                                   0,8                                                                                                                                         0,3
Коэфициент избытка воздуха
t.Off
ос.
Фиг. 212. Зависимость между объемным процентным содержанием
компонентов выхлопных газов и "оэфициентом ".
До появления винтов изменяемого шага смесь регулировали
следующим образом. Поднявшись на высоту 1000-1200 м,
устанавливали дроссель на число оборотов, соответствующее
крейсерской скорости. После этого постепенно обедняли смесь
до тех пор, пока обороты двигателя не начинали уменьшаться.
Этот состав смеси считался нормальным.
Подобный способ регулирования смеси применяют до сих
пс'р на самолетах с винтами фиксированного шага. Единствен-
ным контрольным прибором при этом способе регулирования
является тахометр.
При винте изменяемого шага с постоянным числом оборо-
тов приходится применять другой способ, так как независимо
от регулирования смеси тахометр будет все время показывать
одно и то же число оборотов в минуту. Для контроля каче-
ства смеси в этом случае служит специальный прибор - газо-
анализатор.
Необходимость этого прибора вызывается не только стрем-
лением к сокращению расхода горючего, но и заботой об
исправности двигателя. Регулировать состав смеси, руковод-
ствуясь одним стремлением экономить горючее, нельзя, так
как при этом можно слишком обеднить смесь и перегреть дви-
254
Глава пятая. Электрические приборы
гатель, а перегрев двигателя вызывает прогорание клапанов,
поршней и электродов свечей.
Указатель газоанализатора, установленный на приборной
доске пилота, дает возможность непрерывно наблюдать за со-
ставом горючей смеси и регулировать смесь в соответствии с
необходимым режимом полета.
Принцип устройства газоанализатора. Дей-
ствие газоанализатора основано на принципе электрического из-
мерения теплопроводности выхлопных газов двигателя.
В выхлопных газах дви-
гателя могут содержаться
следующие газы: окись угле-
рода, кислород, азот, угле-
кислый газ и водород. Тепло-
проводность окиси углерода,
кислорода и азота приблизи-
тельно равна теплопровод-
ности воздуха; теплопровод-
ность углекислого газа -• в
два раза меньше; теплопро-
водность водорода -• в шесть
раз больше теплопроводности
воздуха.
С обогащением горючей
смеси в выхлопных газах уве-
личивается содержание водорода, а следовательно, повышается
общая теплопроводность выхлопных газов. С обеднением смеси
увеличивается содержание углекислого газа и теплопроводность
выхлопных газов уменьшается.
Измерение теплопроводности выхлопных газов осуще-
ствляется мостом Уитстона (см. фиг. 190). Мост Уитстона в
датчике газоанализатора (фиг. 213) состоит из четырех плеч г"
г2, г3 и г4, представляющих собой платиновые спиральки. Две
из них (-2 и -4) находятся в камерах, куда поступает выхлоп-
ной газ двигателя, а две другие (г± и г3) - в камерах с воз-
духом;
Электрический ток проходит по плечам моста и нагревает
платиновые спирали примерно до 100° С. Спчральки непрерыв-
но отдают тепло окружающим их газам. Теплопроводность воз-
духа постоянна, а теплопроводность выхлопных газов, окру-
жающих спиральки г4 и г2, изменяется в зависимости от соста-
ва смеси. Вследствие этого изменяется температура спиралек
г2 и г4; чем выше температура платиновых спиралек, тем выше
их электрическое сопротивление.
Эта разница сопротивлений нарушает равновесие моста
Уитстона и заставляет стрелку гальванометра отклониться от
Фиг. 213. Схема датчика газоанали-
затора.
§ 34. Электрический газоанализатор
255
ее среднего положения. Нулевое положение стрелки получает-
ся, когда теплопроводность выхлопных газов соответствует
теплопроводности эталонного газа, т. е. воздуха.
При обогащении смеск увеличивается процентное содержание
углерода и водорода в выхлопных газах. Теплопроводность газов
увеличивается, температура платиновых спиралек понижается и
стрелка гальванометра переходит через нейтральное положение и
отклоняется от нулевого положения, показывая богатую смесь.
%
Фиг. 214. Электрическая схема
газоанализатора ГЭА-50:
I-указатель, 2- мост Уитстона, 3-нулевой рео-
стат, 4-бареттер.
Величина отклонения стрелки гальванометра пропорциональ-
на величине теплопроводности, зависящей от состава смеси. По-
этому шкала гальванометра может быть отградуирована непо-
средственно в значениях а.
Электрическая схема газоанализатора ГЭА-50 приведена на
фиг. 214.
Мост датчика состоит из четырех сопротивлений из плати-
новой проволоки диаметром 18 и. Пулевой реостат /?0 служит
для уравновешивания моста перед включением газоанализато-
ра, сопротивления Rm и К доб служат для обеспечения нормаль-
ной силы тока, проходящего через спирали моста (около
100mA). Сопротивления эти регулируются на заводе. Сопро-
тивление /?гр включено в цепь указателя и служит для соот-
ветствующей градуировки прибора.
256
Глава пятая. Электрические приборы
Газоанализатор ГЭА-50 присоединяют к бортовой сети са-
молета с напряжением 27 <V. В цепь питания схемы включен
бареттер (стабилизирующая лампа). Баллон этой лампы на-
полнен водородом и имеет внутри железную нить диаметром
20 [А. При увеличении силы тока, проходящего через нить ба-
реттера, ее сопротивление увеличивается. Увеличение же сопро-
Фиг. 215. Газовая схема датчика
газоанализатора ГЭА-50.
тивления нити уменьшает ток и вновь доводит его до номи-
нальной величины. Бареттер поддерживает постоянство силы
тока (около 240 гпА) в цепи при изменении напряжения от 23
до 30'V.
При выходе бареттера из строя его заменяют новым; это
обеспечивает нормальную работу прибора без дополнительного
регулирования. Опыт эксплоатации прибора показал, что барет-
тер быстро выходит из строя и требует частой замены. В по-
следнее время взамен бареттерной лампы выпущена бареттер-
ная пробка, представляющая собой никелевое сопротивление,
заключенное в металлический корпус с таким же цоколем, что
•и бареттерная лампа.
Газовая схема датчика газоанализатора изображена на
фиг. 215. Для отвода части газа из выхлопной трубы двигате-
§ 34, Электрический, газоанализатор
25
ля устанавливается газозаборный ниппель /, соединенный труб-
кой с фильтром датчика 2. Фильтр наполнен металлической
стружкой 3 и служит для очистки газа от механических частиц.
Из фильтра газ поступает в измерительные камеры б с пле-
чами моста Уитстона г2 и г4 и изменяет условия теплопередачи
от спиралей к стенкам этих камер. Выходную трубку 4 фильт-
ра соединяют также с выхлопной трубой двигателя через вы-
ходной ниппель 5.
Благодаря перепаду давления между ниппелями и опреде-
ленному расположению их входных отверстий к потоку вы-
хлопных газов создается необходимое движение газа через
газоанализатор.
' &
-5
Фиг. 216. Датчик газоанализатора ГЭА-50.
Сравнительные (воздушные) камеры 7 с расположенными
в них спиралями моста Уитстона rt и г3 соединены с наружной
атмосферой через увлажнитель 8. Увлажнение воздуха необ-
ходимо для создания одинаковой влажности воздуха и вы-
хлопных газов, поступающих в датчик. Фитиль 9, помещенный
в трубку увлажнителя, смачивается водой. Сравнительные ка-
меры являются эталонами, имеющими постоянную теплопро-
водность.
Измерительные и сравнительные камеры расположены в
одном латунном блоке 10, для того чтобы все камеры имели
температуру газов двигателя, поступающих в газоанализатор.
Датчик. Датчик газоанализатора ГЭА-50 изображен на
фиг. 216. С наружной стороны платы / расположен корпус
фильтра 2 с двумя вделанными в него трубками для подклю-
чения трубопроводов от выхлопной трубы. Корпус фильтра
имеет крышку 3 для вкладывания в него металлической струж-
ки; крышка закрывается пружиной 4. Рядом с фильтром по-
мещен патрон увлажнителя сравнительных камер 5. Под увлаж-
нителем помещена головка регулировочного винта 8 нулевого
реостата.
Для ввода соединительных проводов и присоединения гиб-
17 Приборы на самолете
258
Глава пятая. Электрические приборы
кого металлического шланга имеется специальный штуцер 6.
В углы платы вделаны резиновые амортизаторы 7 с отверстия-
ми для крепления датчика на месте его установки. Барретор
установлен с задней стороны датчика и защищен от механиче-
ских повреждений навинчивающимся металлическим колпач-
ком 9.
Латунный блок датчика с четырьмя платиновыми спиралями
помещен на задней стороне платы /. Газовые камеры латун-
ного    блока    сообщаются    с
фильтром   через  отверстие в
корпусе блока. С внутренней
-- 7<0 -
§
"
яг,л
Фиг. 217. Указатель газоанализатора ГЭА-50.
стороны платы расположены нулевой реостат и сопротивления.
Там же имеется панель с четырьмя клеммами для приключе-
ния соединительных проводов. Задняя сторона датчика закры-
вается круглым кожухом, прикрепленным винтами к плате.
Указатель. Указателем газоанализатора ГЭА-50
(фиг. 217) служит вибрационно устойчивый магнито-электри-
ческий милливольтметр. С лицевой стороны прибора на стекле
расположен винт механического корректора, который служит
для установки стрелки прибора (при выключенном приборе)
на отметку "\7", соответствующую 0,87 а (механический нуль).
Шкала указателя имеет одинарную или двойную оцифров-
ку в зависимости от типа двигателя. Одинарная шкала имеет
обозначения 0,6-1,0 а. Двойная шкала имеет оцифровку: верх-
няя 0,6-1,0 а, нижняя 90-50 см рт. ст. Нижняя шкала раз-
градуирована в давлении наддува (в соответствии со шкалой
мановакуумметра) и обозначена/v Цена деления верхней шка-
лы 0,02 а, нижней - 5 см рт. ст.
Шкала показывающего прибора градуирована в значениях
коэфиииента избытка воздуха а для топлива, при сгорании
1 кг которого необходимо 14,9 кг воздуха. Химический состав
такого топлива С ^86°/о и НаП4в/о. Этому составу соответ-
ствует бензин Б-74, Б-78.
§ 34. Электрический газоанализатор
259
Для уменьшения магнитного влияния указателя на компас
и другие измерительные приборы, расположенные вблизи, а
также для устранения обратного влияния внешних магнитных
полей на корпус указателя надет железный экран.
Погрешности газоанализатора. Общая погреш-
ность прибора, состоящая из градукровочной и температурной
(приемник при ,+ 50°С, указатель при -60°С), не превы-
шает ±0,03 а.
Па я пае ила. cSapttu
Сварка
выхлопная
/поубо
Фиг. 218. Монтажные детали газопровода:
1-газозаборный ниппель, 2-дюрнтовая муфта с зажимами.
Изменение показаний прибора при изменении напряжения от
номинала на 3 (V не превышает ±0,01 а. в диапазоне шкалы ука-
зателя от 0,7 до 0,96 а. Эта же погрешность для участков шкалы
от 0,6 до 0,7 и от 0,96 до 1,0 а не превышает ±0,015 а.
При изменениях состава смеси время установления показа-
ния с точностью до ±0,01 а не более 20 сек.
Монтажные детали. Газозаборный ниппель с флан-
цем, штуцером и штуцерной гайкой изображены на фиг. 218. На
эдной из граней головки ниппеля, совпадающей со стороной
входного отверстия, нанесена риска, помогающая определить,
з какую сторону обращено входное отверстие укрепленного в
зыхлопной трубе ниппеля. Эта риска устанавливается против
зтметки, имеющейся на фланце. При приварке фланцев следу-
7*
260___________Глава пятая. Электрические приборы________
ет следить за тем, чтобы отметка была расположена по потоку
газа. Конусная резьба на фланце устраняет необходимость
установки уплотнительных прокладок.
Такой же второй ниппель, являющийся газоотсасывающим,
устанавливают на выхлопной трубе двигателя, но так, чтобы
входное отверстие ниппеля было расположено по потоку газа.
Дюритовая соединительная муфта 2 (фиг. 218), с зажимами
служит для соединения трубок. Расстояние между концами тру-
бок не должно быть менее 25 мм. В противном случае механиче-
ские сотрясения и вибрации, которые испытывает газопровод,
будут передаваться приемнику.
Монтаж газоанализатора. Указатель газоанали-
затора монтируется на приборной доске самолета. Прибор заво-
дят в отверстие с задней стороны щитка и крепят винтами. Дат-
чик монтируют на кронштейне, укрепленном на противо-
пожарной перегородке или раме двигателя. Внутри кабины
датчик не монтируют, так как выхлопные газы, просачиваясь
через датчик, будут отравлять воздух. Для обеспечения стока
конденсирующейся воды датчик устанавливают так, чтобы вы-
ходная трубка фильтра была направлена вниз. Датчик должен
свободно перемещаться в пределах упругих деформаций амор-
тизаторов.
Опыт эксшюатации газоанализаторов показал, что необхо-
димым условием надежной работы газоанализатора является
правильный монтаж газовой схемы прибора на самолете.
Общая конструкция газопроводных трубок должна обеспе-
чивать постоянный слив конденсата обратно в выхлопной кол-
лектор или в крайнем случае - через датчик прибора непосред-
ственно в атмосферу. Не должно быть участков газопроводных
трубок, где могли бы образоваться пробки из конденсата.
Газозаборные ниппели следует устанавливать так, чтобы
брать выхлопные газы от группы цилиндров, составляющих не
менее V3 числа всех цилиндров двигателя. Газозаборный нип-
пель устанавливают не ближе 250-300 мм от конца выхлопной
трубы во избежание попадания в датчик атмосферного воздуха.
Температура выхлопных газов в фильтре прибора не долж-
на быть ниже 5 и выше 50° С во избежание замерзания конден-
сата или каталитического^ догорания газов.
На фиг. 219 показан примерный монтаж датчиков газоана-
лизаторов при вертикальном и горизонтальном расположении
выхлопной трубы двигателя.
Электропроводку монтируют по схеме, приведенной на
фиг. -220, проводом марки ЛПРГС сечением 1,0 или 1,5 мм2.
Подготовка газозйа^изатЮра перед поле-
т о м. Перед запуском двигателя самолета проверяют положе-
ние стрелки на шкале указателя газоанализатора при выклю-
§ 34. Электрический газоанализатор
261
I 8ьплог>
Фиг. 219. Примерный монтаж датчика газоанализатора
при вертикальном и горизонтальном расположении трубы
двигателя:
1-газозаборный ниппель, 2-трубки с асбестовой  изоляцией, 3-спираль, t-уклон
трубопровода, 5-фланцы, 6-выходной, ниппель.
ДатчиЛ,
Л'/^эГС,
'- fM?- *
-/
Указатель
г з
ч    2
\2~~~P
Фиг. 220. Монтажная схема газоанализатора ГЭА-50.
262     ________Глава пятая. Электрические приборы____________
ценном токе и, если стрелка не стоит против треугольника на
делении 0,87, то устанавливают ее при помощи винта коррек-
тора. Затем проверяют электрический нуль прибора, для чего
вывертывают увлажнитель воздушной камеры и включают ток.
Через 3-5 мин. стрелка указателя должна установиться на де-
лении 0,87 против треугольника (допуск ±0,01, т. е. половина
деления шкалы).
Если стрелка указателя не установится против треугольника,
то открывают крышку фильтра, рынимают металлическую
стружку и выжидают не менее 10 мин., для того чтобы влаж-
ность и температура воздуха установились в обеих камерах в
соответствии с окружающей средой. После этого вращением
винта нулевого реостата, расположенного на лицевой стороне
датчика, подводят стрелку указателя на деление 0,87 против
треугольника.
По окончании проверки или установки электрического нуля
омачивают фитиль увлажнителя чистой водой (в зимнее время
смачивают теплой водой), слегка отжимают, чтобы устранить
образование капли, и ввертывают фитиль на место. Затем
кладут обратно стружку в камеру фильтра и закрывают крыш-
ку, проверив наличие резиновой прокладки под ней.
Отклонение стрелки указателя в сторону бедной смеси на
0,02-0,03 <зс после установки увлажнителя следует считать нор-
мальным, так как относительная влажность воздушной камеры
увеличилась по сравнению с газовой камерой.
Регулировать прибор можно и сухим способом. Для такого
регулирования снимают крышку фильтра и, вынув металличе-
скую стружку, насухо вытирают камеру фильтра. Затем, отвер-
нув пробку увлажнителя вместе с фитилем, вытирают отверстие.
Включив питание и выждав 20-30 мин., для того чтобы относи-
тельная влажность газовых и воздушных камер сравнялась с
влажностью окружающего' воздуха, устанавливают при помощи
нулевого реостата стрелку прибора. После регулирования на
электрический нуль вкладывают металлическую стружку на
место, закрывают крышку и ввертывают на место пробку со
смоченным и слегка отжатым фитилем.
Регулирование сухим способом особенно удобно в зимних
условиях, но несколько грубее регулирования со омоченным
фитилем и стружкой, так как в газовых и воздушных камерах
создаются условия, не совсем аналогичные рабочим; ошибка
при регулировании сухим способом может достигнуть 0,01 а.
Запускать двигатель без наличия металлической стружки в
фильтре датчика нельзя, так как это может вывести прибор из
строя.
Пользование газоанализатором в полете.
При отсчете показаний необходимо учитывать, что в нормаль-
§ 34. Электрический газоанализатор   __________263
ных условиях прибор реагирует на изменение состава смеси
через 5-6 сек. Точность показаний прибора сохраняется для
обедненных смесей максимально до а=1,08. При большем обед-
нении смеси стрелка вновь идет назад.
При детонации стрелка указателя становится неустойчивой,
склоняясь в сторону богатой смеси.
Для облегчения регулирования состава смеси на шкале га-
зоанализатора нанесены деления, соответствующие показаниям
мановакуумметра. Однако следует учитывать, что газоанализа-
тор не измеряет давления наддува, а указанные деления нане-
сены только для сравнения.
Для каждой величины давления во всасывающем трубопро-
воде существует определенный наивыгоднейший состав омеси.
При взлете и наборе высоты всегда применяют богатую
смесь.
При переходе на крейсерскую скорость смесь регулируют
так, чтобы стрелка газоанализатора указывала деление, совпа-
дающее с показанием мановакуумметра; это положение соот-
ветствует наименьшему расходу топлива.
Газоанализатор не только- показывает правильный состав
смеси, но также предупреждает пилота о неисправностях в си-
стеме питания двигателя. Например, если дроссель сместится
из положения, в котором он установлен, то стрелка указателя
покажет это, перейдя в новое положение.
Газоанализатор помогает летчику разрешать вопросы пра-
вильной эксплоатации двигателя, экономить горючее и увеличи-
вать срок службы двигателя.
Проверка газоанализатора после полета.
После остановки двигателя следует провентилировать и просу-
шить газовую и воздушную камеры. Для этого открывают ка-
меру фильтра, вынимают металлическую стружку, протирают
камеру сухой тряпкой, вывертывают увлажнитель воздушной
камеры, включают ток и оставляют в таком положении i5-
20 мин.
Попутно с этим проверяют электрический нуль. Эту рпботу
делают до снятия аккумулятора с самолета. После просушки
камеру фильтра закрывают крышкой, а увлажнитель вверты-
вают на место. Фитиль увлажнителя отжимают для удаления
влаги. Металлическую стружку вкладывают после просушки
обратно в камеру фильтра.
Просушивать газовую и воздушную камеры следует в тех
случаях, если следующий очередной полет будет не ранее чем
через 8 час. Однако удалять конденсат нужно после каждого
полета продолжительностью не менее часа. Для этого откры-
264___________Глава пятая. Электрические приборы_________
вают камеру фильтра, вынимают стружку, стряхивают с нее
влагу и вкладывают стружку обратно. Через 100 час. полета
необходимо прочистить трубопроводы, промыть металлическую
стружку бензином и просушить.
Следует периодически проверять газовую систему прибора
на герметичность, а также проверять показания газоанализа-
тора по специальному контрольному прибору УПА-40.
Методика этих проверок дана в специальных инструкциях
и указаниях.
Пользование газоанализатором не уменьшает значения тер-
мометра головок цилиндров. Температуре головок цилиндров
надо всегда уделять достаточное внимание. Даже если состав
смеси воздух-горючее установлен правильно для данного дви-
гателя, температура головок цилиндров должна всегда нахо-
диться под контролем.
§ 35. Электрические дистанционные манометры
унифицированного типа ЭДМУ
Назначение. Электрические дистанционные манометры
ЭДМУ (фиг. 221) предназначаются для дистанционного изме-
рения давления жидкостей и газов на всех типах авиационных
двигателей.
Фиг. 221. Комплект электрического дистанционного манометра
унифицированного типа ЭДМУ.
На фиг. 222 показаны варианты шкал приборов ЭДМУ
с различными диапазонами измерения от 0-М кг/см- до
O-f-100 кг/см2.
Комплект ЭДМУ состоит из приемника давления и дистан-
ционного электрического указателя диаметром 60 мм. Приемник
§ 35. Электрические дистанционные манометры
26S
ЭДНУ-25      ЭДМУ-60       ЭДМУ-ЮО
Фиг. 222. Варианты шкал приборов ЭДМУ с различными
диапазонами измерения.
г эдмм-2
2 ЗДНМЧ
2 3&МЫ-60
з эдиу-ас
Фиг. 223. Варианты шкал сдвоенных и строенных
электрических манометров.
266
Глава пятая. Электрические приборы
и указатель соединяются между собой электропроводкой, дли-
на которой (до 15 м) не влияет на показания прибора.
При наличии на самолете нескольких манометров можно
применять также комбинированные приборы, представляющие
собой сочетание двух или трех элементов в общем корпусе
(фиг. 223).
В комплект двухстрелочного манометра входят два прием-
;ника давления и один указатель диаметром 80 мм. (Комплект
трехстрелочного манометра состоит из трех приемников и одно-
го указателя диаметром 80 мм.
Приемник давления
Указатели
PL
TlHte
\
\
\
27 t10%V
Фиг. 224. Принципиальная схема ЭДМУ.
Приемники и указатели ЭДМУ взаимозаменяемы. Это по-
зволяет в условиях эксплоатации заменять любую неисправную
•часть комплекта без замены остальных частей.
Питание комплекта осуществляется от бортовой сети посто-
•янного тока напряжением 27±10°/c)V.
Принцип действия. Принципиальная схема ЭДМУ
доказана на фиг. 224.
Измеряемое давление подается внутрь чувствительного эле-
мента, представляющего собой упругую коробку или мембрану
в зависимости от типа ЭДМУ. С увеличением давления коробка
расширяется и передвигает контакт с, скользящий по реоста-
ту ав. При этом электрическое 'Сопротивление между точками
•а и с увеличивается, а между точками вис уменьшается.
Каждому значению измеряемого давления соответствует
определенное положение контакта и, следовательно, определен-
ное электрическое сопротивление участков ас и ее (табл. 13,
"оторая действительна для всех типов ЭДМУ).
Соотношение сопротивлений ас и ее измеряется при помощи
догометра. В приборе ЭДМУ применяется логометр с подвиж-
§ 35. Электрические дистанционные манометры
267
Таблица    13
Сопротивление плеч реостата в зависимости от измеряемого
давления
Измеряемое давление, %	0	10	20	30	40	50	60	70	80	90	1СО
Сопротивление ас, Q	45	61,5	78	94,5	111	127,5	144	160,5	177	193,5	210
Сопротивление ее, Q	210	193,5	177	160,5	144	127,5	111	94,5	78	61,5	45
ным постоянным магнитом М, вращающимся в магнитном поле
двух неподвижных рамок I и II, расположенных под углом 120°
друг к другу. Действие логометра основано на свойстве вращаю-
щегося магнита устанавливаться по направлению оси результи-
рующего магнитного поля, создаваемого рамками при протека-
нии в них электрического тока. Рамки включены в симметрич-
ную мостовую схему, отличающуюся от обычного моста Уит-
стона наличием добавочной полудиагонали (сопротивления г3
и г4).
Участки реостата ас и ее образуют два переменных плеча
моста Уитстона. Два других плеча гг и г" являются постоянными.
Сопротивление rs дополняет сопротивление рамки II до вели-
чины, равной сопротивлению рамки I (рамки имеют равное
число витков, но различное сопротивление).
При включении в диагональ моста источника питания в рам-
ках логометра протекают электрические токи, соотношение ко-
торых зависит от измеряемого давления. Например, при отсут-
ствии давления (р=0) ток в рамке I имеет наибольшее значе-
ние, а ток в рамке II отсутствует (фиг. 225,а). В этом случае
магнитное поле создается только рамкой I и магнит распола-
гается вдоль оси рамки I, а стрелка указывает отсутствие дав-
ления. С увеличением давления контакт с приближается к
точке в, в результате чего ток в рамке I уменьшается, а в рам-
ке II увеличивается.
Соответственно изменению электрических токов магнитный
поток рамки I уменьшается, а поток рамки II увеличивается.
При этом ось результирующего магнитного поля поворачивает-
ся. В этом же направлении поворачивается магнит со стрелкой,
указывающей увеличение давления. Когда давление достигает
среднего значения (р = 0,5 Ртах), мостовая схема делается пол-
ностью симметричной и токи, протекающие в рамках I и II,
равны между собой. В этом случае ось результирующего маг-
268
Глава пятая. Электрические приборы
в	f=ff
a        ff	
й,1 ||? ______	j "m
И!	I Nsfe
/>-л
max
Фиг. 225. Действие логомегра при увеличении измеряемого давления.
Град	/77 12 Ю 8 6 4 2 •0	4									
/41/ 100 80 60 40 20 0											/
									^	X	
											
		^\		}>				S*			^"
			^					/•		"!,	
				^			/	^,	•^		
					^ч.	^	***				
					S		<>				
				,х	'^			' - ^			
									-•v^		
			^^							^^	
		-^									~^~~^
		Ю 20 30  40 Sff 60  70 80 90 100									
Измеряемое давление в% о/лР
/77QJ5
Фиг. 226. Зависимость токов в рамках и угла поворота стрелки ЭДМУ
от измеряемого давления.
§ 35. Электрические дистанционные манометры
269
яитного поля расположена симметрично '(под равными углами)
к осям рамок I и II (фиг. 225,6).
При максимальном значении измеряемого давления (p=-pma^)
ток в рамке I уменьшается до нуля и магнит располагается
вдоль оси рамки II, а стрелка указывает наибольшее давление
(фиг. 225,в).
На фиг. 226 показана зависимость токов в рамках и утла
поворота стрелки от измеряемого давления. При изменении на-
,   1г   s
//
в
Фиг. 227. Кинематическая схема приемника низкого давления ЭДМУ-1
и ЭДМУ-3:
1-упругая коробка, е-динамический штуцер, 3- шток, 4-рычаг-качалка, 5-пово-
док, б-щеткодержатель, 7-ось, 8- скользящий контакт (щетка), 9-реостат, 10-воз-
вратная пружина, 11-штепсельная вилка, 12-корпус, 13-статический штуцер.
пряжения источника питания токи ^ и 4 пропорционально из-
меняются, но угол поворота стрелки логометра остается неиз-
менным, так как направление результирующего магнитного по-
ля определяется только соотношением токов ^ и 12 независимо
от их абсолютной величины.
При отключении источника питания стрелка логометра воз-
вращается к нулю шкалы при помощи дополнительного непо-
движного магнита т, взаимодействующего с основным подвиж-
ным магнитом М (см. фиг. 224).
Сопротивление соединительных проводов весьма мало по
сравнению с сопротивлением остальных элементов схемы и по-
этому не влияет на показания логометра. Для компенсации тем-
пературных погрешностей, происходящих из-за изменения со-
противления рамок логометра, сопротивление г3 выполняется
из медной проволоки.
Конструкция приемников давления. Кинема-
тическая схема приемника низкого давления (ЭДМУ-1 и
ЭДМУ-3) показана на фиг. 227.
270
Глава пятая. Электрические приборы
Чувствительным элементом ЭДМУ-1 и ЭДМУ-3 является
упругая коробка Л воспринимающая измеряемое давление че-
рез динамический штуцер 2. При увеличении давления короб-
ка / расширяется и толкает шток 3, нажимающий на одно из
плеч прямоугольного рычага - качалки 4. При этом качалка по-
ворачивается и перемещает другим своим плечом поводок 5,
скрепленный со щеткодержателем 6. Поводок вместе со щетко-
держателем поворачивается вокруг оси 7, причем подвижной
контакт В (щетка) скользит по реостату 9.
1 J
Фиг. 228. Кинематическая схема
приемника   высокого давления
ЭДМУ:
I-"мембрана, 2-основание, 3 -штуцер.
Обратный ход механизма при уменьшении давления обеспе-
чивается возвратной пружиной 10, расположенной на оси поводка.
Возвратная пружина изолирована от металлических частей
и служит одновременно в качестве токоподвода к подвижному
контакту. Концы реостата и возвратная пружина соединены
электрическими проводами с контактами вилки 11. Чувстви-
тельный элемент и механизм приемника смонтирован внутри
алюминиевого герметичного корпуса 12. Статический штуцер 13
служит для соединения внутренней полости корпуса со статиче-
ским давлением или противодавлением (в зависимости от схе-
мы монтажа). Перемещение контакта по реостату пропорцио-
нально разности давлений, подаваемых в штуцеры 2 и 13.
Кинематическая схема приемников высокого давления
(6 кг/см2 и выше) показана на фиг. 228. В приемниках высоко-
го давления чувствительным элементом служит гофрированная
мембрана 1, герметично закрепленная в основании 2. Давление
подается в полость основания через штуцер .5. В остальном кон-
струкция приемника полностью соответствует приемникам
ЭДМУ-1 и ЭДМУ-3.
§ 35. Электрические дистанционные манометры
271
Конструкция указателя. Основным элементом
указателя ЭДМУ является логометр унифицированного типа
(фиг. 229). Подвижная система логометра состоит из плоского
железоникельалюминиевого магнита /, посаженного на цилинд-
рической оси 2. На той же оси укреплена стрелка 3. На концах
оси имеются кобальтвольфрамовые керны, опирающиеся на
агатовые подпятники.
Фиг. 229. Схема унифицированного логометра ЭДМУ:
1-вращающийся магнит, 2-ось, 3-стрелка, 4-демпфер, 5-экран,
б-неподвижный магнит, 1 и И-рамки.
Подвижная система расположена внутри медного демпфе-
ра 4. При колебаниях подвижной системы в демпфере наводят-
ся токи Фуко, тормозящие движение магнита, что приводит к
успокоению колебаний. Демпфер охватывается двумя прямо-
угольными рамками I и II, расположенными под углом 120°
друг к другу. Рамки изготовлены из медного провода и имеют
одинаковое число витков. Рамки окружены кольцевым желез-
ным экраном 5, защищающим логометр от влияния внешних
магнитных полей.
Возвращение стрелки на нуль при выключенном питании
обеспечивается дополнительным постоянным магнитом 6, непод-
вижно закрепленным в передней части логометра.
Однострелочный указатель ЭДМУ (фиг. 230) имеет бакели-
товое основание */, к которому крепится логаметр при помощи
стальной ленты 2. С передней стороны основания на двух стой-
ках укреплен циферблат 3 с нанесенной на нем шкалой.
272
Глава пятая. Электрические приборы
Указатели ЭДМУ различных типов отличаются друг от дру-
га только градуировкой шкалы. В задней части основания
имеется мостик, на котором смонтированы четыре катушки с
Ъ
•j;
Г,
Фиг. 230. Однострелочиый указатель ЭДМУ:
1- основание, 2-лента, Л-циферблат, ((-штепсельная вилка, 5-экран,
'V rt* r"i r*' ''в-катушки сопротивления.
сопротивлениями rlt r2, г4 и г5. Сопротивление г3 намотано на
цилиндрической части основания. На задней стороне основания
укреплена трехконтактная вилка 4, соединенная с катушкам.:
и рамками логометра соглас-
но схеме фиг. 224. Указатель
заключен в железный брызго-
непроницаемый кожух диа-
метром 60 мм. Спереди в ко-
жух вмонтировано стекло, под
которым расположен экран 5
с обозначением измеряемой
величины.
В комбинированных ука-
зателях 2ЭДМУ (фиг. 231)
применяется такой же лого-
метр, с той разницей, что
сопротивления гъ г2, r3, г4 и г5
•^
Фиг. 231. Сдвоенный указатель
2ЭДМУ:
1-экран, 2-циферблат, 3-штепсельная
вилка, 4 - основание, 5-гайка.
расположены в задней части
логометра. Логометр   закрыт
цилиндрическим экраном /. С передней стороны к экрану при-
креплен циферблат 2 со шкалой, а с задней стороны - трех-
контактная вилка 3. Логометр вместе с циферблатом и вилкой
§ 35. Электрические дистанционные манометры
273
образует легкосъемный патрон. Крепление патрона к основа-
нию 4 осуществляется посредством гайки 5. На общем основа-
нии указателя может быть смонтировано два, три или четыре
патрона. Соответственно этому комбинированный указатель
имеет две, три или четыре контактных вилки.
Диаметр корпуса комбинированного указателя 80 мм.
Благодаря легкосъемности патронов указатель может быть
укомплектован логометрами с различными сочетаниями диа-
пазонов измерения.
Основные характеристики возможных вариантов ЭДМУ при-
ведены в табл. 14.
Таблица  14
Основные характеристики возможных вариантов ЭДМУ
Тип прибора	Диапазон измерения кг/см*	Рабочий участок кг/см^	Допускаемая перегрузка кг/см*
ЭДМУ-1	0-М	O-f-0,6	1,5
ЭДМУ-3	0-^3	0,6-Ь2,4	5
ЭДМУ-6	04-6	1ч~5	9
ЭДМУ- 10	о-мо	4-Ь9	15
ЭДМУ-15	0-М5	4-Ы2	22,5
ЭДМУ-25	0-^-25	6-^25	37
ЭДМУ-80	0-г80	54-60	100
ЭДМУ-100	0 ~ 100	0-ь80	150
2ЭДМУ-2	0 - 2	0,4-1,6	3
2ЭДМУ-15	0-М5	4-М2	22,5
2ЭДМУ-80	04-80	104-60	100
ЗЭДМУ-80	О-г-80	10 - 60	100
Инструментально-шкаловые погрешности в рабочем участке
шкалы при нормальной температуре окружающей среды не
превышают ±4% от предела измерений.
1о Приборы на самолете
274
Глава пятая. Электрические приборы
Фиг. 232, Электрическая схема
монтажа однострелочиого маномет-
ра   типа ЭДМУ.
Лабораторная  проверка.   Лабораторная проверка
электрических манометров типа ЭДМУ производится на таких
же установках, как и проверка обычных гидравлических мано-
метров. Для приведения прибора в действие указатель соеди-
няют с приемниками и источни-
ком   питания по соответствую-
щей электросхеме    (фиг.   232,
233, 234).
Монтаж ЭДМУ. Приемни-
ки монтируют на двигателе в
таком месте, где вибрация не
слишком велика (не более 10 g).
Приемники низкого давления
крепят за ушко болтом диамет-
ром 10 мм. После затягивания
гайку контрят контргайкой или
проволокой. Динамический шту-
цер приемников, окрашенный з
желтый цвет, соединяется мед-
ным или алюминиевым трубо-
проводом 4X6 мм с измеряемым
давлением.
Статический штуцер соединя-
ется таким же трубопроводом
со статической магистралью или
с противодавлением в зависи-
мости от назначения прибора.
Перед соединением трубо-
провод развальцовывают, пред-
варительно надев на его конец
накидную гайку и ниппель. По-
сле затягивания гайку контрят
проволокой. Приемники высоко-
го давления кпепят при помощи
гайки М 18X1,5. Давление под-
водится трубопроводом 4X6 мм.
В одном из вариантов при&м-
ник ЭДМУ-15 крепится за ушко
к специальному штуцеру. В этом случае приемник крепится
при помощи вспомогательного штуцера и двух фибровых про-
кладок, а давление от штуцера подается к приемнику непосред-
ственно через крепежное ушко по внутреннему каналу в осно-
вании приемника.
Указатель однострелочного типа крепится к приборной доске
посредством стандартного крепежного кольца диаметром 60 мм.
Фиг. 233. Электрическая схема
монтажа сдвоенного манометра
типа 2ЭДМУ.
Фиг. 234. Электрическая схема
монтажа  строенного манометра
типа ЗЭДМУ.
§ 36. Дистанционный двухстрелочный электрический тахометр      275
Комбинированные указатели крепятся кольцом диаметром
80 мм.
Приемники соединяют с указателем по схемам, показанным
на фиг. 232, 233, 234. Монтаж электропроводки выполняется
проводом марки ЛПРГС сечением 0,75 мм2.
По окончании монтажа необходимо тщательно проверить
правильность соединений согласно электрической схеме. Необ-
ходимо также проверить герметичность соединений трубопро-
водов и определить ток, потребляемый каждым комплектом
(для однострелочного маномелра - не более 0,1 А).
§ 36. Дистанционный двухстрелочный электрический
тахометр ТЭ-22
Назначение и принцип действия. Тахометр
предназначается для определения скорости вращения коленча-
того вала авиационного двигателя. Летчик должен знать ско-
рость вращения коленчатого вала для выбора правильного ре-
жима работы двигателя.
По принципу действия тахометры делятся на механические,
центробежные, часовые, фрикционные, электрические и т. д.
Хорошие результаты показали в эксплоатации магнитные
тахометры. Принцип действия приборов этой системы основан
на явлении Араго, заключающемся в том, что вращающийся
магнит увлекает за собой всякое металлическое тело, благодаря
взаимодействию поля магнита с полем токов Фуко, возникаю-
щих в этом теле.
Одна из конструкций магнитного тахометра представлена
на фиг. 235. Здесь в поле вращающегося магнита / расположен
металлический колпачок 2 цилиндрической формы, который
удерживается от вращения волоском 3. При вращении магнита
в колпачке индуцируются токи Фуко, взаимодействие которых
с магнитным полем создает вращающий момент, пропорциональ-
ный измеряемой скорости вращения. Колпачок с укрепленной на
нем стрелкой 4 поворачивается в сторону вращения магнита до
тех пор, пока электромагнитный момент не уравновесится мо-
ментом волоска. Угол поворота колпачка пропорционален из-
меряемой скорости.
Температурная компенсация в магнитных тахометрах осу-
ществляется путем применения магнитного шунта или выбором
материала для колпачка, магнитов и волоска.
Магнитные тахометры обычно соединяют с двигателем при
помощи гибкого вала. Увеличение размеров современных само-
летов и удаление двигателей от экипажа на значительное рас-
стояние вызвало необходимость сконструировать дистанцион-
ный тахометр типа ТЭ-22, в котором сохранены хорошие каче-
18*
276
Глава пятая. Электрические приборы
ства [магнитного тахометра, и в то же время этот прибор удо-
влетворяет требования дистанционное(tm).
На двигателе самолета устанавливается датчик-генератор
трехфазного переменного тока, частота которого пропорцио-
нальна числу оборотов двигателя. Указатель представляет со-
бой магнитный тахометр, связанный с осью синхронного элек-
трического моторчика. Будучи связан с генератором тремя со-
единительными проводами, моторчик вращается со скоростью,
Фиг. 235. Магнитный тахометр.
пропорциональной числу оборотов авиационного двигателя, и
стрелка тахометра показывает число оборотов коленчатого вала
двигателя в минуту.
Дистанционный электрический тахометр ТЭ-22 предназна-
чается для измерения числа оборотов коленчатого вала двига-
теля в пределах от 0 до 3500 об/мин; рабочий диапазон при-
бора лежит в пределах от 400 до 3000 об/мин.
Конструкция. Кинематическая схема тахометра ТЭ-22
изображена на фиг. 236.
В качестве датчика прибора использован трехфазный гене-
ратор с вращающимся колоколообразным постоянным магни-
том / и неподвижным трехфазным статором 2. При вращении
магнита в обмотке статора возникает трехфазный переменный
ток с частотой, равной числу оборотов магнита. Ось вращающе-
гося магнита связана через повышающий редуктор со штуцером
кулачкового вала авиационного двигателя.
$ 36. Дистанционный двухстрелочный электрический тахометр      277
Генератор тахометра
*    3
5                                                                                                                                                                                             /&*\"
^, ,-гъ \J /
Число вб/мин   У   л
нула<//(овоговала\    ?-//
томам.      6
Указатель тахометра
Ю
Фиг. 236. Кинематическая схема тахометра ТЭ-22:
1 - ротор генератора, 2-статор генератора, 3 - дисковый фрикцион, 4~накидная гайка,
5 -штуцер кулачкового вала мотора, в - контргайка, 7 -штепсельное соединение,
8 трехжильный кабель, 9 - ротор мотора, 10-статор мотора, 11-штепсельное соеди-
нение, 1г-термокомпенсатор, И -магнит, 14 - магнитный экран, IS - чувствительный
элемент, JS-волосок, 77-зубчатая передача, 18 - шкала тахометра, 19-стрелка от-
счета тысяч оборотов, 20 - стрелка отсчета десятков и сотен оборотов.
278
Глава пятая. Электрические приборы
В эту связь введен дисковый фрикцион 3, смягчающий резкие
толчки при быстром изменении оборотов двигателя. Фрикцион
выполнен в виде дисков 1 (фиг. 237), связанных с шестерней, и
дисков 2, связанных с валиком. Сцепление дисков происходит
посредством трения. Регулирование нажатия дисков / осуще-
ствляется гайкой 3.
Ток от генератора потрехжильному кабелю 8 (см. фиг. 236)
поступает в трехфазный статор 10 синхронного мотора указа-
з  г
Фиг. 237. Устройство фрикциона тахометра ТЭ-22:
1-диски, связанные с шестерней, 2-диски, связанные с валиком, 3-гайка, регули-
рующая нажатие.
теля. В обмотке статора возбуждается вращающееся магнитное
поле, скорость вращения которого всегда равна скорости вра-
щения ротора генератора.
Ротор 9 мотора, изготовленный из трансформаторной стали,
имеет явно выраженные полюсы и клетку Лесблана, предназна-
ченную для запуска. Скорость ротора двигателя после впадения
в синхронизм равна скорости ротора генератора и зависит
только от скорости вращения авиационного двигателя.
На валу мотора укреплен круглый магнит 13 с двумя пара-
ми полюсов. Магнит окружен магнитным экраном 14 в форме
кольца. В зазоре между магнитом и экраном помещается чув-
ствительный элемент 15 тахометра в виде колпачка. Послед-
ний изготовлен из сплава, имеющего небольшой температурный
коэфициент электрического сопротивления (фнг. 238).
Для устранения температурной ошибки служит термоком-
пенсационная шайба, обладающая переменной !магнитной про-
§ 30. Дистанционный двухстрелочный электрический тахометр       279
ницаемостью, которая сильно уменьшается с увеличением тем-
пературы. При неизменной температуре окружающей среды
шунт отсасывает на себя часть магнитного потока и тем самым
уменьшает рабочий магнитный поток в зазоре между четырех-
полюсным магнитом и чувствительным элементом.
При увеличении температуры рабочий магнитный поток в
зазоре увеличится за счет уменьшения отсасывания потока шун-
том и, нао-борот, при уменьшении температуры магнитный no-
Фиг. 238. Тахометричеокий узел:
1 -термокомпенсатор,  2-магнит,  г-магнитный  экран,  ^-чувствительный элемент,
&-волосок, в-зубчатая передача, 7-шкала тахометра, 8-- стрелка отсчета тысяч обо-
ротов, 9-стрелка отсчета десятков и сотен •оборотов.
ток в зазоре уменьшится, так как увеличится отсасывание по-
тока шунтом.
Эти изменения рабочего потока в зазоре, создаваемые тер-
мокомпенсатором, соответствуют по величине и по времени из-
менениям электросопротивления чувствительного элемента, со-
храняя почти неизменной величину вращающего момента чув-
ствительного элемента.
При вращении магнита указателя в чувствительном элемен-
те прибора возникают токи Фуко, которые, взаимодействуя с
магнитным потоком магнита, вызывают вращающий момент,
направленный в сторону вращения магнита. Этот вращающий
момент пропорционален числу оборотов магнита, а следователь-
но, и числу оборотов авиационного двигателя.
Чувствительный элемент при повороте скручивает помещен-
ный на оси указателя волосок 5. Этот волосок создает момент,
противодействующий вращающему моменту чувствительного
элемента. Волосок возвращает стрелки в нулевое положение при
прекращении работы генератора. Компенсация температурных
280   _______   Глава пятая. Электрические приборы____________
изменений модуля упругости волоска и магнитной проницаемо-
сти магнитной цепи отсутствует, так как эти изменения малы и,
кроме того, погрешности от этих изменений взаимно уничто-
жаются. Максимально допустимый угол закручивания волоска
равен 3,5 оборота (1260°).
Благодаря прямолинейной характеристике волоска угол по-
ворота оси чувствительного элемента   пропорционален   числу
оборотов датчика. Стрелки, связанные с осью чувствительного
элемента через систему шестерен, показывают на шкале вели-
чину угла поворота чувствительного элемента. Шкала отградуи-
рована непосредственно в числах оборотов в 1минуту коленча-
того вала авиационного двигателя. Боль-
шая стрелка служит для отсчета сотен и
десятков     оборотов    с   точностью     до
20   об/мин;    малая - для   отсчета  тысяч
оборотов. Цифры шкалы нужно умножать
на 100 при отсчете по большой стрелке и
на    1000 при отсчете на малой   стрелке.
Шкала указателя окрашена в черный цвет
и имеет оцифровку от 0 до 9; шкала рав-
номерная с ценой деления 20 об/мин. На
Фиг. 239. Шкала       фиг. 239 малая стрелка расположена меж-
указателя тахометра     ду цифрами 1 и 2, а большая находится на
ТЭ-22.                                                                                                                                                                                                  первом делении после цифры 8, следова-
тельно, тахометр показывает 1820 об/мин.
Указатель тахометра помещен в силуминовый корпус диа-
метром 60 мм. Датчик-генератор соединяют с указателем тремя
проводами марки ЛПРГС или одним трехжильным проводом
марки ЛПРГСЭ сечением 0,75 мм2, длиной до 25 м. При необ-
ходимости удлинения соединительных проводов площадь сече-
ния проводов должна быть увеличена настолько, чтобы общее
их сопротивление "е превышало 3 S. Провода присоединяются
к датчику и указателю при помощи штепсельных вилок. На
фиг. 240 показано конструктивное выполнение указателя тахо-
метра ТЭ-22.
Монтаж тахометра. В первое время после выпуска
прибора датчик-генератор тахометра устанавливали непосред-
ственно на двигателе и крепили посредством накидной гайки к
штуцеру кулачкового валика правого вращения. Так как гене-
ратор находился на весу, то вследствие весьма сильной вибра-
ции авиационного двигателя часто были поломки прибора и
штуцера кулачкового вала.
Теперь для крепления генератора тахометра его устанав-
ливают на специальную подставку (фиг. 241) и присоединяют к
кулачковому валику правого вращения через гибкий валик,,
входящий в комплект прибора. Гибкий валик следует распола-
/2
- ft
u"
Фиг. 240. Указатель
тахометра ТЭ-22:
1-пружинное кольцо.
2-стекло. 3-резиновая
прокладка, 4-большая
стрелка, 5 -малая стрелка,
6 -шкала, 7-основание,
"-винт пластинки, 9- винт
основания, 10 - корпус, 11-
шарикоподшипник, 12 -
контакты штепсельного
разъема, 13 - штепсельный
разъем, И-винт фланца,
15 - фланец, 16 -электро-
провода, 17 - винт, JS-зад-
няя крышка корпуса, 19-
сердечник статора, 20 -
обойма статора, 2/-обмот-
ка статора, 22-ротор, 23-
вал ротора, 24-шайба под-
шипника, 25 -шарикопод-
шипники, 2в - термоком-
пенсационная шайба, 2/~
магнит, 2"-основание эк-
рана, 29-гайка магнита,
30-экран, И -колпачок,
52-платинка, гЗ-противо-
действующая пружинка,
34 - ось колпачка, 35-ше-
стерня, Л6 -трибка большой
стрелки, 37-шестерня ма-
лой стрелки, ДО-трибка,
39 - винт платинки, 40 -
платинка, 4.1 -штепсель,
42-накидная гайка, 43-
стопорное кольцо, 44-хо-
мутик, 45-трехжильный
•   провод в оплетке.
282
Глава пятая. Электрические приборы
гать по прямой линии. Допускается смещение :между направле-
ниями осей кулачкового и гибкого валиков не более 50 мм.
Гибкий валик длиной 300 мм и диаметром 6 мм имеет правую
навивку и, следовательно, может правильно работать только
в том случае, когда наружный слой закручивается. При мон-
таже следует предусмотреть, чтобы расстояние между горцем
штуцера на двигателе и торцем втулки генератора при растя-
Под клюз 5*17мм
Соединение гибкогд балика с
генератором
1
У
^Кулачкобый долин 4   2'                                                                                                                                                                                                                                                                   ^--J
Фиг. 241. Монтаж датчика тахометра ТЭ-22:
1 -кольцо, 2- винты.  3-шарики,   4 -гибкий   валик,  5-гайка,  6-хомутик, 7 -винт,
"-подставка.
нутой оболочке гибкого вала было на 3-5 мм меньше всей
длины гибкого валика.
На одном конце гибкий валик имеет гнездо для присоедине-
ния к штуцеру кулачкового валика двигателя, а на другом -
лопатку для присоединения к генератору тахометра. Сперва
присоединяют гибкий валик к штуцеру кулачкового валика дви-
гателя, завернув доотказа накидную гайку. После этого при-
соединяют второй конец гибкого валика к генератору.
Для предотвращения закручивания или раскручивания обо-
лочки гибкого валика следует при навертывании накидной гай-
ки генератора на штуцер фиксировать положение ее ключом
размером 5=17 мм. Для предохранения накидных гаек от са-
моотвертывания их контрят посредством контргаек.
Генератор укрепляют на подставке посредством хомута.
Подставку привертывают к кронштейну болтами размером 6 мм.
§ 36. Дистанционный двухстрелочный электрический тахометр       283
Для предохранения болтов от саморазвертывания их контрят
контргайками.
Во время крепления генератора завертывают гайку 5, следя
за тем, чтобы лапа хомута б плотно- прилегала к генератору, а
вырез лапы охватывал головку винта 7.
Периодически, через каждые 20 час. работы гибкого валика,
его следует разбирать, промывать бензином и осматривать для
выявления повреждений наружного слоя и мест пайки. Для раз-
борки гибкого вала сдвигают кольцо /, вывертывают три вин-
та 2, вынимают три шарика 3 и вытаскивают гибкий валик 4
из оболочки. В случае отсутствия повреждений гибкий валик
смазывают тонким слоем масла марки KB и вставляют в гиб-
кую оболочку.
Винты 2, предохраняющие шарики от выпадения, выверты-
вают так, чтобы между шариком 3 и канавкой наконечника был
небольшой зазор. При этом шлиц каждого винта должен слу-
жить продолжением наружной канавки (проточки) штуцера,
тогда кольцо, расположенное в канавке, предохранит винты от
саморазвертывания. После этого, провертывая валик, проверя-
ют, насколько свободно он вращается. При заедании валика
необходимо вывернуть винты на 1-2 оборота.
Указатель тахометра ТЭ-22 устанавливают на приборной
доске самолета в специально вырезанном для этого отверстии
и крепят стандартным кольцом диаметром 60 мм.
Штепсельные соединения тахометра ТЭ-22 такие же, как и
у термометра ТМЭ-41, и зарядка проводника производится, как
описано на стр. 238.
Погрешности комплекта. Погрешность тахометра
в рабочем диапазоне при+20° С не превышает+35 об/мин,
а при+50° С и-35° С не превышает+70 об/мин. После
прекращения работы авиационного двигателя большая стрелка
указателя может не доходить до нуля на три деления, причем
при постукивании этот.недоход уменьшается до одного деления.
Указатель тахометра ТЭ-44. Указатель тахометра
ТЭ-44 представляет собой модернизированный указатель тахо-
метра ТЭ-22. Модернизация коснулась лишь конструкции под-
шипников прибора. Указатель ТЭ-44 отличается от указателя
ТЭ-22 тем, что в подшипники ТЭ-44 введены фетровые проклад-
ки, обеспечивающие смазку шарикоподшипников в течение
гарантийного срока службы прибора. Кроме того, подшипники
ТЭ-44 имеют колпачки для предохранения от попадания конден-
сирующейся влаги; в шарикоподшипники запрессованы разрез-
ные кольца, предохраняющие шарики от выпадения.
На фиг. 242 показан разрез указателя ТЭ-44.
Указатель тахометра ТЭ-45. Указатель тахометра
ТЭ-45 является дальнейшей модернизацией указателей ТЭ-22
284
Глава пятая. Электрические приборы
		Л	1	I ;>! те -а	-в	I	6	Щ   .	1		i
J3			-*	-в о, и ч	к	^3	^	S"o	ь.	00	съ
Фиг. 242. Указате.! тахомет!ра ТЭ-44.		1-крышка, 2- кольцо f резное, 3~ подшипник, фетровая прокладка, штифт, в- втулка, 7- п жина, S - упорная втул 9 - винт, 10 - колпачок бо			шого шарикоподишпни 11 - корпус, 12- шайба,!		колпачок малого шари подшипника, 14- разрез! кольцо, 15 - валик, 1		фетровая прокладка, 1	крышка подшипника, 1 кольцо разрезное, 1 кольцо.	
g 37. Электрический дистанционный бензиномер
285
и ТЭ-44. Из-за недостаточного синхронизирующего момента
в указателях ТЭ-22 и ТЭ-44 имели место случаи неустойчивой
работы и выпадения ротора мотора из синхронизма при темпе-
ратурах ниже -30° С. В указателе ТЭ-45 синхронизирующий
момент увеличен в два раза.
Усиленный мотор указателя ТЭ-45 имеет два ротора, поса-
женных на одну ось (фиг. 243). Ротор / имеет беличью клетку,
/                                                                                                                                                                                                2
Фиг. 243. Ротор мотора указателя ТЭ-45.
которая служит для асинхронного запуска. Ротор 2 представ-
ляет собой цилиндрический двухполюсный магнит длиной 5 мм
из никельалюминиевой стали.
Статор усиленного мотора выполнен на 5,5 мм длиннее ста-
тора моторов указателей ТЭ-22 и ТЭ-44. В отличие от мотора
указателей ТЭ-22 и ТЭ-44 усиленный мотор является типичным
синхронным двигателем.
§ 37. Электрический дистанционный бензиномер
БЭ-40
г
Назначение и устройство. Электрический бензино-
мер БЭ-40 предназначается для измерения количества горючего
в баках самолета.
В отличие от гидростатического бензиномера бензиномер
БЭ-40 является прибором постоянного действия, т. е. дает пока-
зания постоянно. Из;мерение количества бензина в баке основа-
но на принципе преобразования измеряемой неэлектрической
величины, т. е. высоты уровня бензина, в электрическую вели-
чину, воспринимаемую электроизмерительным прибором.
Датчик и указатель бензиномера БЭ-40. Дат-
чик бензиномера (фиг. 244), устанавливаемый на бензиновом
баке, состоит из поплавка, погруженного в бак, и потенциоме-
тра, ползунок которого связан с поплавком рычажной переда-
чей. При перемещении поплавка ползунок потенциометра
скользит по сопротивлению и занимает положение, соответ-
ствующее уровню горючего в баке.
286
Глава пятая. Электрические приборы
Главной особенностью конструкции датчика является пол-
ная гарантия от проникновения паров бензина в камеру потен-
циометра. Для этого рычаг бензиномера, передающий переме-
щение поплавка к ползунку потенциометра, пропускают через
Распреде-   9'
лительная    \
НоробНа       i
Ф,
?'	i+ ?""	г 92
Ф/   Ьз   $2
Датчин
Фиг. 244. Разрез корпуса датчика
бензиномера:
1 - поплавок, 2-ползунок реостата, 3-по-
тенциометр, i-сильфон.
Фиг. 245. Схема соединения   датчика
бензиномера   с указателем.
гибкую металлическую гофрированную трубку (сильфон), обес-
печивающую полную герметичность вывода; эластичный силь-
фон не препятствует качанию рычага. Выводы от потенцио-
метра датчика соединяются с указателем и источником пита-
ния согласно схеме фиг. 245. В качестве указателя здесь при-
менен магнитоэлектрический логометр.
Как указано выше (стр. 227), логометр отличается от обыч-
ного гальванометра тем,, что подвижная система его выполнена
§ 37. Электрический дистанционный бе'нзиномер
287
в виде двух катушек, расположенных под некоторым углом. Ток
подводится к подвижной системе при помощи трех волосков,
имеющих весьма слабый момент по сравнению с вращающим
моментом катушек подвижной системы. Благодаря этому стрел-
ка прибора устанавливается только в зависимости от отношения
силы токов, протекающих через катушки подвижной системы.
Фиг. 246. Указатель бтзиномера БЭ-40 со снятой шкалой:
1 - магнит, 2-подвижные рамки, 3 -стрелка, 4   сопротивления.
В приборе БЭ-40 отношение токов является функцией вы-
соты уровня бензина в баке, следовательно, шкала логометра
может быть отградуирована непосредственно в литрах.
Для получения большей равномерности шкалы и большего
расстояния между делениями вначале шкалы воздушный зазор
между полюсными наконечниками и сердечником логометра
делается неравномерным.
Полюсным наконечникам логометра, установленным в ука-
зателе бензиномера (фиг. 246), придана специальная форма,
которая позволяет увеличить шкалу прибора до 180°.
Для уменьшения магнитного влияния указателя на компас
и другие измерительные приборы, расположенные вблизи, а
288                                                                                                                                                                                                                                                                                                   Глава пятая. Электрические приборы
также для устранения влияния внешнего магнитного поля на
указатель на его корпус надевается железный экран.
При наличии на самолете нескольких баков датчики этих ба-
ков могут работать на один указатель. Для этого датчик при-
соединяется к указателю при помощи переключателя. В ком-
плекте БЭ-40 (фиг. 247) применяется универсальный двухпо-
люсный переключатель на 10 цепей. Поворотом рукоятки пе-
реключателя в обе стороны поочередно к логометру подключа-
Фиг. 247. Комплект бенаиномера БЭ-40.
ются различные датчики. При положении рукоятки на отметке
"выкл." питание от всей схемы отключается.
Так как бензиновые баки различных самолетов имеют раз-
личную форму, то для каждого типа самолетов бензиномер
БЭ-40 имеет свою тарировку, обозначаемую номером на датчи-
ке и на указателе: например, БЭ-490, БЭ-590 и т. д.
На различные по форме и объему баки одного самолета ста-
вятся соответствующие датчики, которые отличаются фор-
мой потенциометра и величиной сопротивления; делается это
для того, чтобы на одной шкале указателя можно было изме-
рять количество горючего в различных по объему и форме ба-
ках. В пределах данного номера тарировки части комплекта
БЭ-40 взаимозаменяемы.
Крышка датчика бензиномера БЭ-40 выполнена из плек-
сигласа, заключенного в металлический ободок. Через эту про-
зрачную крышку можно наблюдать действие кинематической
системы датчика и 'Своевременно обнаруживать возможные де-
фекты. Крышка датчика БЭ-40 не связана с фланцем, поэтому
всегда можно вскрыть и осмотреть датчик, не снимая его с
бака.
# 35. Электрический дистанционный суммирующий бензиномер       289
На крышках каждого датчика БЭ-40 предусмотрена спе-
циальная шкала для контроля правильности работы комплекта
бензиномера.
Погрешности комплекта. Показания указателя
верны (в пределах установленной погрешности) только при го-
ризонтальном полете самолета.
При зволюциях самолета не следует отсчитывать показаний,
так как в этом случае погрешность будет значительно превы-
шать предельные величины.
Для проверки бензиномера способом мерного слива или на-
лива баков самолет следует устанавливать в линию полета.
Градуировочная погрешность комплекта при нормальной
температуре+20° С и напряжении источника питания 27 V не
превышает на нулевой отметке шкалы ±2,5% и по всей шка-
ле + 5% от номинального значения шкалы логометра. При ко-
лебании напряжения источника питания от 23 до 31 V допол-
нительная погрешность показаний логометра не превышает
т Г°/о от номинального значения шкалы.
При изменении температуры окружающей среды в преде-
лах от-60 до+50° С дополнительная погрешность не превы-
шает 0,5% от номинального значения шкалы на каждые 10° С
изменения температуры от нормальной ( + 20°С).
Электрический бензиномер БЭ-46. Электрический
бензиномер БЭ-46 является модернизацией бензиномера БЭ-40.
Модернизация коснулась лишь датчиков БЭ-40. В датчике БЭ-46
применен новый способ крепления стойки сильфона, видоизме-
нена конструкция верхней части корпуса (с наружными прили-
вами), а также введена более жесткая конструкция крышки для
обеспечения (водонепроницаемости датчика.
§ 38. Электрический дистанционный суммирующий
бензиномер типа СБЭ-40
Н а з н* а чение и устройство. На современном самоле-
те имеются несколько баков. Описанный в предыдущем параграфе
бензиномер типа БЭ-40 дает возможность определить количе-
ство горючего в каждом баке отдельно; для этого необходимо
поочередно присоединять датчик каждого бака к измерителю.
При этом для определения запаса горючего летчик должен за-
помнить и сложить в уме несколько трехзначных чисел. В усло-
виях напряженной работы в воздухе это затруднительно.
Для определения суммы остатка горючего во всех баках са-
молета предназначен суммирующий электрический бензиномер
СБЭ-40; его схема дает также возможность определить количе-
ство горючего в любом из баков самолета отдельно.
Принцип работы бензиномера СБЭ-40 такой же, что и у
бензиномера БЭ-10. В качестве звена, преобразующего неэлек-
19 Приборы на самолете
290
Глава пятая.' Электрические приборы
трическую измеряемую величину, т. е. высоту уровня бензина, в
электрическую величину, используется реостатный Датчик ры-
чажного поплавкового типа, аналогичный датчику. Bd-40.
Фиг. 248. Принципиальная схема соединения датчиков и указателя
суммирующего бензиномера СБЭ-40 с индивидуальным контролем
для самолета с пятью баками.
Перемещаясь, ползунки датчиков измеряют сопротивление
каждого датчика при индивидуальном контроле и сумму со-
противлений датчиков в случае сулшарного измерения количе-
ства бензина.
На фиг. 248 изображена схема СБЭ-40 с суммарным изме-
рением и индивидуальным контролем.
В случае индивидуального контроля переключатель закора-
чивает все датчики, кроме измеряемого, и закорачивает также
сопротивление R"^
$ 38. Электрический дистанционный суммирующий бензиномер      291
В случае суммарного измерения (переключатель на кон-
тактах С) все сопротивления всех датчиков включены после-
довательно, и сопротивление /?'\ оказывается включенным
последовательно с сопротивлением /?', и одной из рамок ука-
зателя.
В качестве указателя в комплекте СБЭ-40 применяется маг-
нитоэлектрический логометр, который совершенно аналогичен
Фиг. 249. Шкала суммирующего
бензиномера   СБЭ-40   с индиви-
дуальным контролем.
указателю БЭ-40 и работает также по принципу измерения от-
ношения токов, протекающих через каждую из двух рамок
прибора. Указатель имеет двойную шкалу: верхняя шкала слу-
жит для отсчета суммарного количества бензина, а нижняя -•
для проверки количества бензина в каждом баке (фиг. 249).
Датчик СБЭ-40 по-конструкции ничем не отличается от дат-
чиков приборов БЭ-40.
В комплекте СБЭ-40 применяется такой универсальный
двухполюсный щеточный переключатель на 10 цепей, как и в
комплекте БЭ-40.
В зависимости от того, для какого типа самолета предна-
значается комплект СБЭ-40, циферблат переключателя имеет
^различную оцифровку, соответствующую нумерации бензиновых
баков или групп баков на самолете. При положении рукоятки
на отметке "сумма" указатель измеряет суммарное количество
бензина во всех баках.
Погрешности прибора СБЭ-40 те же, что и в комплекте
БЭ-40, а на суммарной шкале допускаются погрешности до
L+i7% номинального значения суммарной шкалы указателя.
19*
292    _________Глава пятая. Электрические^приборы____________
Монтаж бензи номеров БЭ-40 и СБЭ-40 на са-
молете. Сечение соединительных проводов должно быть не
менее 1 -1,5 мм2. Общее сопротивление проводников, соеди-
няющих датчики с логометром, не должно превышать 12.
Приборы рассчитаны на питание постоянным током напря-
жением 27 V, подводимым от бортовой сети самолета. Когда
бензиномером не пользуются, комплект выключают при помощи
однополюсного выключателя. В цепи бензиномера следует уста-
новить предохранитель на 200 тА.
Перед монтажом комплекта или при смене какой-либо части
комплект тщательно осматривают, чтобы убедиться в отсутствии
каких-либо внешних повреждений.
Проверяют на герметичность все поплавки датчиков, для
чего их погружают в горячую воду с температурой 80-90° С.
При этом из поплавков не должно выходить пузырьков воздуха.
При обнаружении негерметичности поплавок запаивают, а за-
тем проверяют вновь.
Проверяют отсутствие изгибов рычага и соответствие истин-
ной длины рычага датчика длине, указанной в маркировке;
исправность штепсельных вводов, т. е. отсутствие в них коротко-
го замыкания, переменного контакта; проверяют надежность
крепежных винтов, гаек, штифтов и т. д,
Не следует проворачивать рычаг датчика в хомутике. Если
по каким-либо причинам рычаг повернулся и ось поплавка от-
клонилась от горизонтального положения при вертикально стоя-
щем датчике, 'следует, ослабив винт хомутика, повернуть в со-
ответствующее положение поплавок с рычагом, после чего за-
крепить винт хомутика.
При установке датчика на бензиновом баке предусматрива-
ют защиту его от скопления на нем воды.
Датчик устанавливают на определенный бензиновый бак в
соответствии с маркировкой, через специальное отверстие с
фланцем для бензиномера. Внутренний диаметр фланца бака и
разметка для болтов крепления датчика должны соответство-
вать размерам, показанным на фиг. 250.
Между фланцем бака и датчиком кладут входящие в ком-
плект датчиков уплотнительные прокладки из листовой пробки
общей толщиной 2-2,5 мм, пропитанные специальным гермети-
зирующим составом; увеличение толщины прокладки свыше
2,5 мм может привести к увеличению погрешностей прибора.
Уплотнительные прокладки служат для предотвращения про-
текания бензина из бака наружу.
Датчик крепят к фланцу бака семью болтами диаметром
5 мм. Крепежные болты, или шпильки, не должны проходить
внутрь бака, так как при этом бензин может просачиваться на-
ружу по резьбе.
§ 39. Электрический указатель положения закрылков
293
Логометр и переключатель вставляют в специально выре-
.ишные для них отверстия на приборном щитке и надежно за-
крепляют на месте.
-Ф105
Фиг. 260. Разметка шпилек или   несквозных  резьбовых отверстий
на фланце бака для крепления датчика бшзиномера.
Электрический !монтаж комплекта бензиномера производят в
соответствии с прилагаемой к каждому комплекту электриче-
ской монтажной схемой.
§ 39. Электрический указатель положения
закрылков УЗ-40
Назначение. Современные самолеты, обладающие
большим весом и несущие значительную нагрузку, требуют для
взлета значительно большей подъемной силы, чем для поддер-
жания горизонтального полета. При посадке, когда в целях бе-
зопасности нужно иметь минимальную посадочную скорость,
также желательно увеличение подъемной силы.
Для увеличения подъемной силы при взлете и посадке пло-
скости современных самолетов снабжаются закрылками. Крыло
с закрылком - это такое крыло, у которого вся задняя кромка
до элеронов, а иногда и вместе с ними отклоняется вниз, вслед-
ствие чего изменяется кривизна профиля крыла, и оно получает
увеличение подъемной силы до 50%.
Иногда закрылки выполняются в .виде щитков, и тогда
часть нижней поверхности ;может отклоняться по желанию
летчика.
294
Глава пятая. Электрические приборы
Горизонтальный полет с открытыми щитками невыгоден; по-
этому при полете они должны быть убраны. Летчик, включив
механизмы, управляющие положением закрылков, должен
иметь возможность непрерывно контролировать их положение,
знать угол их отклонения. Для дистанционного контроля по-
РамИи
Наружное
КОЛЬЦО
Указатели
Магнит
!!7* '-'•
i Распределитель-
' /ная k проб На
ДатчиН
Тросн
механизму
заЬрЬмЬа,
Фиг. 251. Схема указания положения закрылков УЗ-40.
ложения закрылков самолета предназначается комплект при-
бора УЗ-40.
Комплект указателя закрылков УЗ-40 состоит из датчика
ДЗ-40, связанного с механизмом закрылков, и указателя, кото-
рый жшещается на приборной доске самолета.
Принцип работы прибора сводится к следующему (фиг. 251).
Датчик прибора является потенциометром, по которому может
скользить движок, связанный через шкив и трос с механизмом
закрылков. При изменении положения закрылков меняются со-
g 39. Электрический указатель положения закрылков
295
противления плеч потенциометра RI и /?2. В результате этого
меняются токи в рамках двухкатушечного логометра с внутри-
рамочным магнитом. Поля этих рамок, взаимодействуя с полем
постоянного магнита, заставляют рамку и связанную с ними
стрелку занимать положение, соответствующее положению пол-
зунка потенциометра. Следовательно, шкала указателя может
быть отградуирована в углах отклонения закрылка.
Фиг. 252. Датчик УЗ-40:
-/-потенциометр, 2- колодка,- з-корпус, 4 -движок, 5-шкин, 6-спиральная пружина,
7- стойка.
Датчик ДЗ-40 и указатель УЗ-40. Основной частью
датчика (фиг. 252) является потенциометр, который намотан на
изоляционную пластинку, изогнутую по кругу. Потенциометр по-
мещается в гнезде колодки 2, служащей одновременно карка-
сом добавочного сопротивления ?д и устанавливаемой в корпу-
се прибора 3. Изменение сопротивления плеч потенциометра
производится перемещением движка 4 по очищенной от изоля-
ции поверхности потенциометра. На оси движка насажен
шкив 5, соединяемый тросом с механизмом закрылков. Для вы-
бирания слабины троса и возвращения шкива в исходное по-
ложение служит спиральная пружина 6, прикрепленная одним
концом к оси, а другим - к неподвижной стойке 7.
Соединение датчика и указателя производится проводом
ЛПРГС посредством штепсельных разъемов.
Указатель прибора - логометр с внутрирамочным магнитом
(измеритель отношения токов), аналогичный указателю элек-
трического термометра сопротивления ТЭ-40 и ТЭ-41.
Основные данные комплекта. Указатели и датчи-
ки комплекта взаимозаменяемы. Любой указатель может рабо-
296___________Глава пятая. Электрические приборы__________
тать с любым датчиком, причем погрешность при номинальном
напряжении питания и температуре +20° С не превышает
+ 3 мм по длине шкалы. Дополнительная погрешность от изме-
нения напряжения питания на ±4V не превышает ±1 мм по
длине шкалы. Погрешность от изменения температуры прибора
з пределах от -50 до +50° С не превышает +2,5 мм по дли-
не шкалы.
Мо нтаж на самолете. Монтаж прибора УЗ-40 про-
изводится в соответствии с принципиальной схемой (см.
фиг. 251).
Указатель монтируют на вертикальной амортизированной
части приборной доски. Укрепив один конец троса на шкиве дат-
чика, устанавливают длину троса, предварительно включив пи-
тание в схему прибора. Длину троса определяют при опущенном
закрылке и повороте датчика на такой угол, при котором стрел-
ка указателя устанавливается в положение 50°. После установ-
ления длины троса в соответствующем месте троса завязывают
узел и опаивают его. Оставшийся после узла конец троса (не
короче 40 мм) прижимают винтом и пропаивают.
После окончания монтажа проверяют работу прибора, све-
ряя положение закрылка с показаниями прибора.
§ 40. Автомат регулирования температуры АРТ-41
Назначение. Автомат регулирования температуры
АРТ-41 предназначается для автоматического поддержания
температуры в охлаждающих и масляных системах самолетов.
Величина поддерживаемой температуры может быть в пре-
делах от !+70 до .+ 110°С. Отклонения температуры от задан-
ного значения при любых условиях полета и режимах работы
авиационного двигателя не превышают ±10°. Если, например,
заданное значение температуры установлено 90° С, то регуля-
тор АРТ-41 будет поддерживать в полете температуру в преде-
лах 80-М 00° С.
Принцип действия. Автомат АРТ-41 воздействует на
заслонки (жалюзи) радиатора охлаждающей системы или си-
стемы смазки. При понижении температуры ниже допустимой
автомат несколько прикроет заслонки радиатора и уменьшит
этим обдув, вследствие чего температура охлаждающей жид-
кости или масла повысится. При повышении температуры выше
допустимой автомат откроет заслонки радиатора, обдув уве-
личится и температура охлажденной жидкости понизится, при-
близившись к заданному значению.
Чувствительным элементом прибора является биметалличе-
ский термометр, который представляет собой спиральную лен-
ту, изготовленную из двух металлов с различными коэфициен-
тами теплового расширения. Если склепать или сварить две пла-
§ 40. Автомат регулирования температуры____                                                                                                                                                       297
стинки с различными коэфициентами расширения (фиг. 253), то
при изменении температуры эта пластинка будет изгибаться и
ее можно заставить управлять включением или выключением
электрического контакта. В приборе АРТ-41 применена такая
пластинка довольно большой длины, скрученная в спираль для
уменьшения габаритов. Биметаллическая спираль помещена в
защитную трубку, которую устанавливают в трубопровод
охлаждающей жидкости или масла.
•Ui'"^-
'^^>-
•vjv^^,
^ w
Фиг. 253. Биметаллическая пластинка.
Простейшим вариантом прибора является такой биметал-
лический термометр, который мог бы управлять электрическим
контактом, служащим для включения электромотора. В зави-
симости от положения контакта электромотор открывал или
закрывал бы заслонку радиатора. Но такая простая схема
весьма несовершенна. При повышении температуры биметал-
лическая спираль включала бы электромотор, который, начав
работать, не выключался бы до тех пор, пока не понижалась
температура или пока заслонки не открывались полностью*
Только после этого< мотор полностью закрывал бы заслонки.
В подобном устройстве не будет пропорциональности между
изменением температуры и величиной открытия заслотеж, а бу-
дет периодическое излишнее открывание или закрывание засло-
нок (перерегулирование). Такая схема несовершенна и поэто-
му не применяется.
На фиг. 254 и 255 изображены электрическая и кинема-
тическая схемы автоматического регулятора температуры
АРТ-41, свободного от указанного' недостатка.
Схема АРТ-41 является схемой пропорционального регули-
рования. При большем отклонении от заданной температуры
заслонки перемещаются на большую величину. Подобные про-
порциональные регуляторы, работая устойчиво и спокойно, да-
ют возможность найти такое новое положение заслонок, при ко-
тором в охлаждаемой системе установится тепловое равновесие.
Чувствительной частью прибора АРТ-41 является датчик
регулятора температуры ДРТБ-41, заключающий в себе биме-
таллический термометр, щетку и контактные ламели. Последние
помещены на подвижном секторе, который может перемещаться
на некоторый угол вокруг вертикальной оси.
Глава пятая. Электрические приборы
Биметаллическая спираль помещена в защитную трубку, ко-
торую устанавливают в трубопроводе'охлаждаемой жидкости.
Один конец спирали закреплен неподвижно, а другой связан с
контактной щеткой, которая может скользить по двум контак-
тным ла-мелям. Между контактными ламелями имеется изолиро-
ванный участок, на котором находится щетка в те моменты,
когда температура охлаждаемой жидкости равна заданной.
д
Ручное
Автомат <-----'
Фиг. 254. Принципиальная электрическая схема автомата
регулирования температуры АРТ-41:
А- датчик  регулятора  температуры  ДРТБ-41,  Б-электромагнитное двойное реле,
Л -реверсивный электродвигатель, Г-нажимной переключатель НП-1, Д-перекид-
ной переключатель НП-1.
При изменении температуры биметаллическая спираль сдви-
нет подвижную щетку на одну из контактных ламелей. 'При
этом окажется замкнутой цепь одной из обмоток сдвоенного
электромагнитного реле РЭД-41. Это реле, являясь промежу-
точным между датчиком и электромотором, 'позволяет умень-
шить силу тока через щеточные контакты датчика и служит для
включения одной из обмоток реверсивного электромотора,
управляющего положением заслонок радиатора. Кроме управ-
ления положением заслонок, реверсивный электромотор при
помощи гибкого вала соединен через редуктор с подвижным
сектором, на котором помещены контактные ламели датчика
ДРТБ-41. При работе электромотора сектор датчика с контакт-
ными ламелями переместится в сторону движения щетки, вслед-
ствие чего последняя снова станет на холостую ламель. Цепь
обмотки реле при этом разомкнется, выключив силовой кон-
такт, и электромотор остановится.
V. _'j JJ - f <_ >
I__w-g/__i___Л
Гибкий Кол     I                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                           !!l
,^^^Г^1
/7^   V*5
'        r                                                                                                                                                                i                                                                                                                                                                           -" t                                                                                                                                                                                                  ; j I
-ll/f
Мрытие
Жалюзи
додорадиатора
Фиг. 255. Принципиальная кинематико-электрич"ская схема автомата регулирования температуры АРТ-41.
300                                                                                                                                                                                                                                                                                                   Глава пятая. Электрические приборы
Связь электромотора с датчиком, осуществленная в описы-
ваемом приборе при помощи гибкого вала, является обратной
связью, или следящей системой, которая и осуществляет про-
порциональную характеристику регулятора. Благодаря этой
связи электромотор выключится нг в момент достижения задан-
ной температуры, а несколько раньше. Этим предупреждается
излишнее открытие или закрытие ;заслонок (перерегулирова-
ние), которое могло бы повести к дальнейшим колебаниям тем-
пературы и неустойчивой работе регулятора.
Таким образом пропорциональное регулирование дает воз-
можность установить в охлаждаемой системе тепловое равно-
весие при любых изменениях температуры жидкости, вызван-
ных изменением режима работы авиационного двигателя или
условий охлаждения радиатора. Если, например, регулятор
установлен на 85°, то он будет сохранять эту температуру толь-
ко при горизонтальном полете на крейсерской скорости. При
форсированной работе авиационного^ двигателя установится не-
сколько более высокая температура (например 92°С), а при
работе на малом газе более низкая (например 79° С). Но эти
колебания температуры не превышают +10° и вполне допусти-
мы, так как не могут вредно отразиться на состоянии авиацион-
ного двигателя.
Для более спокойной работы регулятора расстояние между
контактными ламелями, называемое зоной нечувствительности,
выбирают таким, чтобы регулятор не реагировал на небольшие
изменения температуры временного и случайного характера.
Если по каким-либо причинам не желают пользоваться авто-
матическим регулятором температуры, схема позволяет отклю-
чить автомат при помощи перекидного переключателя ПП-1.
Тогда управление электромотором, перемещающим заслонки
радиатора, производится вручную нажимным переключателем
НП-1. При операциях с нажимным переключателем питание бу-
дет подаваться помимо реле на ту или иную обмотку реверсив-
ного электромотооа.
Элементы автомата АРТ-41. В комплект АРТ-41
входят следующие элементы, назначение которых ясно из выше-
сказанного:
1)                                       биметаллический     датчик     регулятора     температуры
ДРТБ-41;
2)                               электромагнитное двойное реле РЭД-43 (в приборах пер-
вых выпусков ставили реле РЭД-41);
3)                                   гибкий вал;
4)                                  электромеханизм дистанционного   управления   режимом
радиаторов УР-2, представляющий собой сочетание реверсив-
ного электромотора с редуктором и концевыми контактами;
§ 40. Автомат регулирования температуры_____                                                                                                                                                     301
5)                              перекидной переключатель ПП-1;
6)                       нажимной переключатель НП-1.
Датчик регулятора температуры ДРТБ-41
(фиг. 256). Термочувствительным элементом датчика является
биметаллическая спираль, выполненная из инвара и стали.
Защитная гильза спирали имеет накидную гайку для креп-
ления датчика к штуцеру трубопровода охлаждающей жидко-
сти. На конце гильзы помещен брызгонепроницаемый корпус,
в котором расположен механизм обратной связи (следящей
системы) и редуктор датчика.
При повышении температуры биметаллическая спираль, за-
крепленная в своей нижней части неподвижно, закручивается и
поворачивает ось, с которой она скреплена верхним концом. Ось
вращается в двух подпятниках, из которых один (верхний) ре-
гулируемый. На оси закреплена стрелка с контактной щеткой,
скользящей по двум ламелям, разделенным холостой ламелью.
Эти ламели расположены на секторе, могущем поворачи-
ваться относительно неподвижной втулки, через которую пропу-
щена ось. Поворот секто-ра достигается вращением хвостовика
и связанного с ним червячного редуктора. Вращение хвостовика
в момент работы регулятора происходит от гибкого вала, соеди-
ненного с электромотором. Поворот сектора с ламелями продол-
жается до тех пор, пока щетка не станет на холостую ламель.
В корпусе датчика имеется окно, через которое наблюдают
задаваемую температуру регулирования по шкале и указателю.
Указатель связан с корпусом датчика, а шкала установлена на
секторе и перемещается вместе с ним; цена деления шкалы 5°,
оцифровка через 10°. Устанавливают нужную температуру ре-
гулирования, вращая хвостовик посредством специального
ключа.
Датчик рассчитан так, что полное перемещение заслонок от
закрытия до открытия соответствует изменению температуры на
20°. Каждому изменению температуры в пределах этого диа-
пазона соответствует определенное промежуточное положение
заслонок.
Ось электромотора, с которой соединяется гибкий вал при
полном своем ходе, делает в среднем (с учетом возможного вы-
бега по инерции) 146,5 оборота, поэтому редуктор рассчитан
так, что при повороте хвостовика на 146,5 оборота сектор с
ламелями повернется на угол, соответствующий 20° изменения
температуры. Этот двадцатиградусный диапазон работы регу-
лятора может быть установлен, начиная от 60-80° до ЮО-
120°. Зона нечувствительности регулятора выбрана так, что
при изменении температуры на 2,5-4,5° щетка будет переме-
щаться в пределах холостой ламели и рел" не будет срабаты-
вать.
302
Глава пятая. Электрические приборы
s'trg/m
§ 40. Автомат регулирования температуры
Градуировочная погрешность   датчика не превышает   ±3°.
Электромагнитное двойное реле РЭД-43. На
текстолитовой плате, укрепленной на алюминиевом основа-
нии, установлены два электромагнитных реле. Каждое реле
состоит из катушки, ярма и якоря, скрепленного с ярмом пру-
жиной. Если одно реле сработает, то оно размыкает цепь дру-
гого, которое не может сработать до тех пор, пока первое реле
не будет обесточено (фиг. 257). Это сделано для того, чтобы
""Wl B--J
WnjupJ
Фиг. 257. Схема реле РЭД-43.
Фиг. 258. Схема реле РЭД-41.
в случае приваривания контактов одного реле не оказались
включенными обе обмотки реверсивного электромотра. Такое
включение вызывает сгорание электромотора и выход из строя
всего автомата.
Непосредственно на якоре помещены два контакта: первый,
нерегулируемый, из серебряномедного сплава и второй, регули-
руемый, из сплава платины с иридием. Оба контакта работают
параллельно, замыкая одну цепь. Зазоры между этими контак-
тами регулируются так, чтобы зазор между платиноиридиевы-
ми контактами был на 0,2-0,3 мм меньше, чем между серебря-
номедными. Это делается для того, чтобы платиноиридиевый
контакт замыкался раньше и раз!мыкался позднее, чем се-
ребряномедный. Платиноиридиевый контакт всегда восприни-
мает на себя искру; серебряномедный .контакт обеспечивает
надежное контактирование и, всегда оставаясь чистым, не
увеличивает своего переходного сопротивления. Сильное обго-
рание и почернение платиноиридиевого контакта не является
признаком плохой работы реле.
Реле закрывается крышкой, на внутренней стороне кото-
рой помещена схема реле.
Обмотки обоих реле зашунтированы сопротивлениями, ко-
торые служат для уменьшения искрообразования на щеточном
контакте датчика при размыкании обмоток реле. Ток в реле
подводится двумя штепсельными соединениями (двух- и трех-
контактными) . Реле регулируется так, чтобы напряжение ера-
304
Глава пятая. Электрические приборы
батывания не превышало 20 V; номинальным рабочим напря-
жением является 27 V.
В комплектах АРТ-41 первых выпусков применялось реле
РЭД-41, схема которого изображена на фиг. 258. Оно отли-
чается от реле РЭД-43 отсутствием верхнего блокировочного
контакта, который предохраняет от одновременного включения
двух реле. В остальном реле РЭД-41 ничем не отличается от
реле РЭД-43.
да / -ы ffffj*j?#v22
Фиг. 259. Общий вид и габаритные размеры гибкого вала АРТ-41:
L = 600, 750, 1000, 1250, 1500, 1750, 2000 мм.
Гибкий вал с арматурой. Стальной гибкий вал диа-
метром 4 мм с наконечниками (фиг. 259) для защиты от влаги
заключен в красномедную трубку, оканчивающуюся накидны-
ми гайками: большая служит для присоединения к электромо-
тору, малая -• для присоединения к датчику. Места присоеди-
нения гибкого вала уплотняются шайбами. Гибкий вал должен
свободно вращаться IB трубке. До монтажа на самолете не ре-
комендуется изгибать гибкий вал во избежание нагартования
его оболочки. При монтаже на самолете вал можно изогнуть
по месту. Длина гибкого вала зависит от расстояния между дат-
чиком и электромотором и различна для каждого типа самолета.
Электромеханизм дистанционного управ-
ления УР-2. Этот механизм (фиг. 260) состоит из смонтирован-
ных в одном корпусе реверсивного электромотора МУ-101, плане-
тарного редуктора, концевых контактов, выключающих мотор в
крайних положениях, цилиндрической выходной шестерни и
шлицевого вывода промежуточной оси для обратной связи. Из
§ 40. Автомат регулирования температуры
305
корпуса механизма выходит экранированный шланг с провода-
ми, оканчивающийся штепсельным разъемом.
Механизм приводит в движение заслонки радиатора при по-
мощи цилиндрического зубчатого колеса, которое находится в
зацеплении с зубчатым сектором, насаженным на оси механи-
ческого управления заслонками радиатора.
Фиг. 260. Механизм УР-2.
Максимальный угол поворота выходного вала механизма
соответствует переводу заслонок радиатора из одного крайне-
го положения в другое и равен 250 ^10". Максимальный момент,
допустимый на выходном конце вала, 230 кгсм; номиналь-
ный 150 кгсм. Время полной перекладки 25-35 сек.
Электромотор МУ-101 представляет собой двухплюсную
машину постоянного тока, с последовательным возбуждени-
ем. Электромотор реверсивный, с двумя обмотками возбужде-
ния, позволяющий осуществлять перемену направления враще-
ния переключением одного лишь провода.
Электромотор МУ-101 рассчитан на повторно-кратковре-
менную работу продолжительностью не более 1 мин. с после-
дующим перерывом на 10 мин. Номинальное напряжение 24 V;
20 Приборы на самолете
306___________Глава пятая. Электрические приборы                                                                                                                                            _______
номинальная мощность 60 W; сила тока при номинальной мощ-
ности не превышает 4,8 А.
Щетки мотора марки М-6 размером 5X6, 5X12 мм; давле-
ние на щетку 120-180 г.
Электродвигатель выполнен на шарикоподшипниках. Он
является машиной закрытого типа и имеет окна для осмотра
коллектора и смены щеток. Окна закрываются от пыли и вла-
ги стальной лентой.
Редуктор предназначен для уменьшения числа оборотов,
передаваемых от электромотора к исполнительному механизму.
Электромеханизм УР-2, работающий в схеме автомата АРТ-41,
имеет вывод промежуточной оси редуктора со шлицем для
соединения с гибким валом обратной связи.
Промежуточная ось редуктора при полном проворачивании
из одного крайнего положения в другое делает 164 оборота, а
выходная ось с укрепленной на ней шестерней поворачивает-
ся на угол 250°^0", приводя в движение заслонки от полного
открытия до полного закрытия.
Концевые контакты выключают мотор в его крайних поло-
жениях и предупреждают поломку механизмов.
Переключатели. Переключатели ПП-1 (см. фиг. 175)
к НП-1 (см. фиг. 174) служат для ручного управления электро-
механизмом УР-2. Эти переключатели рассчитаны на кратко-
временную работу в сетях напряжением до 30 V под током до
10 А.
Перекидной переключатель ПП-1 не имеет нейтрального
положения контактов и всегда держит замкнутой одну из двух
цепей. Этот переключатель позволяет осуществить переход с
автоматического регулирования температуры к ручному.
Нажимной переключатель НП-1 замыкает цепь только в мо-
мент нажатия на ручку и размыкает при прекращении нажа-
тия. Этот переключатель управляет направлением вращения
электромотора.
Перекидной переключатель ПП-1 имеет ручку черного цве-
та. Нажимной переключатель НП-1 в системе охлаждения воды
имеет ручку зеленого цвета, а в масляных системах - коричне-
вую; поэтому в комплект прибора кладут запасные ручки дру-
гого цвета.
В приборах более позднего выпуска применяются переклю-
чатели ПП-1м и НП-1м, отличающиеся от вышеописанных
лишь формой контактных пластин.
Монтаж автомата АРТ-41. Датчик ДРТБ-41 монтиру-
ют на трубке, подводящей горячую воду или масло к радиато-
ру, в специальном кармане. Карман следует располагать так,
чтобы трубка датчика омывалась встречным потоком жидкости,.
§ 40. Автомат регулирования температуры__________ 307
Размер кармана и его расположение следует определять в со-
ответствии с габаритным чертежом датчика ДРТБ-41.
При выборе места установки датчика следует учесть, что он
должен соединяться с электромеханизмом УР-2 гибким валом.
Следовательно, по возможности надо приблизить место уста-
новки датчика к механизму УР-2 и поместить датчик так, чтобы
было удобно присоединить к нему гибкий вал, а также иметь
доступ к наблюдению за шкалой датчика. Расстояние между ме-
ханизмом УР-2 и датчиком ДРТБ-41 не должно превышать
1,5 м. Под накидную гайку датчика подкладывают уплотнитель-
иую шайбу, прилагаемую к каждому датчику. После монтажа
датчика его накидную гайку закрепляют проволокой, продетой
сквозь специальные отверстия в гайке.
При монтаже трубку гибкого вала пригибают рукой по ме-
сту; радиус изгиба не должен быть меньше 150 мм. В двух-
трех местах гибкий вал следует закрепить скобками. После
сборки и настройки автомата гайки гибкого вала закрепляют
проволокой, продетой сквозь специальные отверстия.
Реле РЭД-43 следует монтировать ближе к датчику и элек-
тромотору. Для установки реле имеет два резьбовых отверстия
под винт М5. При креплении сверху отверстие с резьбой М5
используют как проходное отверстие под винт М4 с гайкой.
Электрические соединения производят проводом ЛПРГС
сечением не менее 0,i75 мм2 в экранирующей оплетке. Следует
обращать внимание на правильную и надежную зарядку штеп-
сельных разъемов в соответствии с принципиальной схемой при-
бора, приведенной на фиг. 254 и 255.
Все ответвления следует производить в специальных пере-
ходных коробках; параллельные ответвления от штепсельных
разъемов не допускаются.
После настройки автомата и проверки его работы накидные
гайки штепсельных разъемов контруют проволокой, продевае-
мой сквозь специальные отверстия в накидных гайках, для
предотвращения их отвертывания.
Монтажная схема отдельных элементов автомата АРТ-41
изображена на фиг. 261.
Настройка автомата АРТ-41. После монтажа всех
элементов автомата АРТ-41 и проверки его электрической схе-
мы следует произвести следующие согласования в работе от-
дельных элементов.
1. Необходимо, чтобы ось электромотора, к которой присое-
диняется гибкий вал, при движении заслонок радиатора в сто-
рону их открытия вращалась по часовой стрелке, если смотреть
на нее с торца; при несоблюдении этого условия регулятор не
будет работать.
20*
308
Глава пятая. Электрические приборы
§ 40. Автомат регулирования температуры______        309
Соблюдение этого условия должно быть предусмотрено на
самолетостроительном заводе при конструировании самолета.
2.                         При положении переключателя ПП-1 на "автомат" и тем-
пературе датчика ниже 60° С (т. е. при неработающем авиацион-
ном двигателе) заслонки  должны   быть  закрыты   полностью.
Если заслонки открываются, следует переменить местами прово-
да / и 2 датчика или провода 1 и 2 трехштырькового штепсель-
ного разъема реле (см. фиг. 255).
3.                           Следует установить необходимый диапазон регулирования
температуры. Если необходимо установить диапазон регулиро-
вания 70-90°, то это значит, что при 70° заслонки регулятора
должны быть полностью закрыты, а при температуре 90° - пол-
ностью открыты. Для этого следует разъединить гибкий вал и
датчик и при помощи ручного дистанционного управления (пе-
реключателем НП-1) полностью закрыть заслонки. Затем, вра-
щая специальным ключом хвостовик датчика, установить против
указателя по шкале датчика нижнюю точку регулируемого диа-
пазона, т. е. деление с цифрой 7, и сцепить гибкий вал с датчи-
ком.
Устанавливать заданный диапазон регулирования можно
только по нижней точке двадцатиградусного диапазона; поэто-
му на шкале имеются отметки только от 70 до 100°. Это озна-
чает, что минимальный диапазон регулирования можно устано-
вить 60-80°, а максимально высокий 100-120°.
4.                             При эксплоатации регулятора необходимо обращать вни-
мание на то, чтобы при неработающем авиационном двигателе
переключатель с автоматического регулирования   на   ручное
всегда стоял в положении ручного   регулирования.   При   дли-
тельном хранении регулятора необходимо шкалу датчика уста-
новить ключом на деление 60°.
ГЛАВА ШЕСТАЯ
ДИСТАНЦИОННЫЕ МАГНИТНЫЕ КОМПАСЫ
§ 41. Проблема дистанционного компаса
В первые годы развития авиации для измерения и выдержи-
вания курса самолета применялся лишь магнитный компас. С
развитием многомоторной и военной авиации в кабине летчика и
штурмана появилось оборудование, которое стало нарушать нор-
мальную работу магнитного компаса. Большое количество элек-
трических приборов на приборной доске, радиооборудование,
электропроводка к электрическим агрегатам и бомбосбрасыва-
телям заметно увеличили девиацию магнитных компасов. На
боевых самолетах появились пушки; на некоторых по две и
больше. Появление пушек повлекло за собой необходимость за-
щищать экипаж и жизненные органы самолета стальной броней.
В результате всего этого пользование магнитным компасом ста-
ло весьма затруднительным, как как девиация на многих типах
самолетов стала достигать нескольких десятков градусов и уже
не поддавалась компенсации обычными методами.
Применение на самолете таких устройств, как автопилот,
автоштурман, радиокомпас, автоматический прицел для бомбо-
метания и т. п., требует автоматического учета в этих устрой-
ствах магнитного курса самолета.
Все это заставило искать нового решения проблемы опреде-
ления магнитного курса самолета. Пришли к необходимости
установить магнитную стрелку компаса в таком месте самолета,
где искажение магнитного поля Земли имеет наименьшую вели-
чину. Таким местом на самолете является хвостовая часть фю-
зеляжа и концы плоскостей. Возникла задача передать на при-
борную доску самолета величину угла отклонения магнитной
стрелки, т. е. задача дистанционной передачи показания магнит-
ного компаса. Работа над созданием дистанционного магнит-
ного компаса ведется уже больше 15 лет, и существует ряд ре-
шений этой проблемы, обладающих теми или иными достоинст-
вами и недостатками.
___________§ 41. Проблема дистанционного компаса                                                                                                                                                                                                                                                       311
Классификация дистанционных компасов.
Дистанционные магнитные компасы можно разделить по харак-
теру отсчета на две основные группы: компасы с нулевым ме-
тодом отсчета и компасы с непосредственным отсчетом. Компа-
сы с нулевым методом отсчета характеризуются наличием нуль-
индикатора, т. е. прибора, показывающего отклонение от задан-
ного курса, и наличием задатчика курса. Отсчет курса самолета
может быть произведен по шкале задатчика курса и связан с
некоторыми дополнительными операциями, затрудняющими
эксплоатацию компаса. Эту группу компасов, повидимому, сле-
Фиг. 262. Точки равного потенциала на кольцевых потенциометрах.
дует считать устаревшей и уступившей место компасам с непо-
средственным отсчетом. Компасы с непосредственным отсчетом.
отличаются наличием указателя с круговой шкалой на 360°. Эти
компасы как бы автоматизируют отсчеты компасов первой
группы.
Дистанционный компас Патин. Очень интересной
является электрическая компенсационная схема дистанционного
компаса Патин с непосредственным отсчетом курса.
Возможность использования этой схемы обеспечивается при-
менением картушки магнитного компаса с очень большим магнит-
ным моментом (равным 11 000 единиц) и разработкой конструк-
ции токосъемных щеток, которые, скользя по проволочному по-
тенциометру, создают весьма малый момент трения, обусловли-
вающий малую величину застоя подвижных элементов прибора.
Если взять два одинаковых замкнутых кольцевых сопротив-
ления и питать их постоянным током (фиг. 262), то по окружно-
сти этих потенциометров можно подобрать точки, имеющие оди-
наковый электрический потенциал. Соединив эти точки провод-
ником, можно убедиться, что ток в этом проводнике будет ра-
вен нулю.
По каждому из двух потенциометров в схеме Патин могут
перемещаться три щеточки, расположенные под углом 120°
312
Глава шестая. Дистанционные магнитные компасы
(фиг. 263). Щеточки одного потенциометра соответственно сое-
динены со щеточками второго потенциометра.
В случае если щеточки стоят на точках равного потенциала,
в соединительных проводах тока не будет (см. фиг. 263,а).
Если на одном из потенциометров повернуть щетки на неко-
торый угол, то они, переместившись с точек одинакового потен-
а
rQV
rcrv
гО-.
Фиг. 263. Возникновение и компенсация уравнительных токов
в соединительных проводах.
циала, вызовут токи в соединительных проводах (см
фиг. 263,6).
Для компенсации этих токов щетки на втором потенциомет-
ре следует довернуть на угол, равный углу смещения щеток на
первом потенциометре (см. фиг. 263,в).
Для этого перемещения в схеме Патин использованы токи
в соединительных проводах, 'возникшие при рассогласовании.
В разрыв соединительных проводов включены обмотки трех-
катушечного гальванометра, ось которого перемещает щетки
второго потенциометра до момента исчезновения тока в соеди-
нительных проводах (фиг. 264).
При отсутствии токов в соединительных проводах обесточен-
ные обмотки гальванометра не взаимодействуют с полем посто-
янного магнита. Если сдвинуть на некоторый угол щетки перво-
го потенциометра, то через обмотки гальванометра потечет ток,
§ 41. Проблема дистанционного компаса
313
и гальванометр будет стремиться сместить щетки второго потен-
циометра. Обмотки гальванометра включены в разрыв соеди-
нительных проводов так, чтобы поворот щеток у второго потен-
циометра осуществлялся в том же направлении, что и у пер-
вого потенциометра. Гальванометр будет перемещать щетки
второго потенциометра до тех пор, пока они не достигнут точек,
имеющих одинаковый потенциал со щетками на первом потен-
циометре. Величина угла, на который повернутся щетки второго
Фиг. 264. Электрическая схема компаса Патин:
7-магнитная стрелкл.  2- токоеъемные щетки, 3-проволочный потенциометр, <-по-
стоянный магнит,  5-подвижные  обмотки  трсхкатушечного логометра,  в-щетки,
Г-потенциометр.
потенциометра, будет в точности равна углу смещения щето<
на первом потенциометре. Таким образом может быть осуществ-
лена дистанционная передача угла.
Магнитная система датчика компаса Патин связана с тремя
щетками 2, которые могут скользить по поверхности потенцио-
метра 5 (фиг. '265). Для того чтобы магнитная система компаса
могла осуществить передвижение щеток по поверхности потен-
циометра, щетки и сам потенциометр выполнены в виде чрезвы-
чайно малых и легких деталей.
Магнитная система датчика компаса Патин состоит из двух
магнитов, помещенных внутри поплавка картушки /, который
установлен в двух опорах внутри котелка, заполненного лигрои-
ном. На верхней крышке поплавка укреплена стойка с тексто-
литовым диском, несущим три щетки 2. На этой же стойке
установлены три кольца для подвода тока к щеткам. Кольцевой
потенциометр неподвижно связан с крышкой компаса. В корпусе
указателя находится трехкатушечный гальванометр с внутри-
рамочным магнитом. Катушки гальванометра могут свободно
вращаться вокруг магнита. С катушками связана стрелка и три
314
Глава шестая. Дистанционные магнитные компасы
щетки 6 второго потенциометра 7. Стрелка прибора выполнена
в виде диска с риской и изображением самолетика.
К обоим потенциометрам подводится постоянный ток от
бортовой сети самолета.
Период колебания картушки около 7 сек.; застой картушки
при постукивании около 1°.
Суммарная точность всей системы ±1,5°.
Дистанционный компас Магнесин. Комплект
дистанционного компаса Магнесин состоит из трех основных
Да/nvuk
указатель
Фиг. 265. Кинематическая схема компаса Патин:
7 -магнитная картушка компаса, 2-токосъемные  щетки, 3-проволочный потенцио-
метр,  4 - постоянный   магнит,  5 -подвижные   обмотки трехкатушечного  логометра,
в -щетки указателя,?-потенциометр, "-щетка для подачи сигнала на автопилот,9-по-
тенциометр для съема сигнала>на автопилот.
частей: жидкостного магнитного компаса-датчика, указателя
и питающего моторгенератора (инвертора). Прибор допускает
одновременное включение двух или трех указателей, располо-
женных в разных местах самолета.
Система дистанционной передачи показаний Магнесин отли-
чается простотой конструкции. Датчиком этой системы
(фиг. 266) является тороид с равномерно распределенной ра-
зомкнутой обмоткой, питаемой переменным током. Обмотка
имеет два отвода под углами 120 и 240° от места присоединения
питающих проводов. Непосредственно над тороидом расположе-
на отделенная от него дном котелка картушка компаса, содер-
жащая кольцеобразный магнит с повышенным магнитным
моментом. Этот магнит помещен в нижней части поплавка, снаб-
женного четырьмя большими демпфирующими пластинами.
Котелок компаса изготовлен из пластмассы и заполнен прозрач-
ным бензином.
В указателе имеется подобный же тороид, но значительно
меньших размеров. Секции обмотки его соединены с соответ-
ствующими секциями обмотки тороида датчика. Внутри тороида
указателя помещен небольшой круглый магнит, укрепленный на
общей оси со стрелкой. Ось вращается в агатовых опорах.
$ 41. Проблема дистанционного компаса
315
Работа системы основана на воздействии магнитного поля
картушки на сердечник тороида.
В зависимости от положения картушки напряжения между
секциями тороида распределяются по-разному. При этом по
яроводам, соединяющим обмотки тороидов, протекают токи,
Патчик
Указатель
V'2S*w%
WO Hz
Фиг. 266. Схема компаса Магнесин:
1-картушка, 2-компенсационная камера, 3-девиационный прибор, <-тороид датчи-
ка, 5-тороид указателя, 6-магнит указателя.
оказывающие в свою очередь влияние на сердечник тороида
указателя. В результате подвижный магнит указателя устано-
вится в положение, соответствующее положению картушки дат-
чика. Погрешность передачи около ±1,5-2°.
Электрическая часть указателя имеет очень небольшие раз-
меры (диаметр около 30 мм, высота 20 мм). Для устранения
влияния внешних магнитных полей указатель защищен желез-
ным цилиндрическим экраном, с которым он монтируется в алю-
миниевом корпусе, рассчитанном на фланцевые крепления к при-
борной доске. Указатель имеет шкалу диаметром 70 мм с ценой
деления 2° и снабжен удобным курсозадатчиком в виде стрелки.
316______Глава шестая. Дистанционные магнитные компасы________
Прибор работает при кренах компаса-датчика до 25°. Это
позволяет устанавливать его на самолете без карданного под-
веса при помощи кольца, снабженного тремя амортизаторами
типа Лорд.
Питание всего устройства осуществляется переменным то-
ком частотой 400 Hz, напряжением 26 V или частотой 800 Hz,
напряжением 52 V.
Преобразователь для питания компаса представляет собой
шунтовой моторчик постоянного тока, на оси которого установ-
лен шестиполюсный магнит, являющийся ротором генератора
переменного тока. В пазах шестиполюсного статора уложена
обмотка, в. которой при вращении ротора индуцируется перемен-
ный ток. Моторчик потребляет от сети ток силой 0,5 А. Мощ-
ность, отдаваемая генератором,- около 6 вольтампер.
При установке компаса на самолетах, основные приборы ко-
торых рассчитаны на питание переменным током, не требуется
специального преобразователя для питания компаса.
§ 42. Потенциометрический дистанционный
компас ПДК-44
Принцип действия. Общий вид датчика и указателя
потенциометрического дистанционного компаса ПДК-44 дан на
фиг. 267. Датчик компаса ПДК-44 определяет магнитный курс,
Фиг. 267. Датчик и указатель компаса ПДК-44.
используя свойство магнита ориентироваться в плоскости ма-
гнитного меридиана.
С магнитной системой компаса жестко связаны три щетки
(фиг. 268), расположенные под углом 120° друг к другу и имею-
щие возможность скользить по поверхности кольцевого потен-
циометра. Щетки, связанные с магнитом, остаются одинаково
§ 42. Лотенциометрический дистанционный компас
317
направленными относительно магнитного меридиана независи-
мо от направления полета. Кольцевой потенциометр, к двум
диаметрально противоположным точкам которого подведено
напряжение постоянного тока 27 V от бортовой сети, жестко
связан с корпусом датчика и, следовательно, с самолетом. При
разворотах самолета кольцевой потенциометр меняет свое поло-
жение относительно магнитного меридиана, а следовательно, и
Датчик
Жсгзателб
"1
Фиг. 268. Принципиальная схема компаса ПДК-44.
относительно щеток. Таким образом в зависимости от курса са-
молета изменяется разность потенциалов между щетками дат-
шка.
Напряжение, снимаемое щетками с кольцевого потенциоме-
тра, подводится к трем рамкам подвижной системы указателя.
Рамки расположены под 120° друг к другу и находятся в поле
постоянного магнита. Подвижная система указателя, образуе-
мая тремя рамками, может свободно вращаться в пределах
полной окружности. Положение подвижной системы указателя
зависит только от распределения токов в рамках, т. е. от поло-
жения щеток на потенциометре датчика. Каждому положению
щеток датчика соответствует только одно определенное положе-
ние подвижных рамок указателя относительно магнита, когда
318______Глава шестая. Дистанционные магнитные компасы________
алгебраическая сумма моментов вращения, испытываемых рам-
ками, равна нулю. Рамки сидят на общей оси со стрелкой, вра-
щающейся относительно шкалы прибора и жестко связанной
с его магнитом.
Шкала указателя разградуирована в градусах от 0 до 360°
и по ней прочитывается курс самолета относительно магнитного
меридиана.
Датчик ПДК-44. Датчик компаса ПДК-44 представляет
собой магнитный компас (фиг. 269), у которого полая картуш-
ка / несет внутри систему из четырех магнитов 2 и может сво-
бодно вращаться вокруг вертикальной оси. На этой оси укреп-
лена площадка с тремя щетками 4, скользящими по потенцио-
метру, и три контактных кольца 3, при помощи которых
снимаются напряжения от подвижных щеток датчика к непод-
вижному корпусу прибора.
Картушка компаса заключена в котелке 5, который заполнен
лигроином и служит для уменьшения давления картушки на
опоры, а также для демпфирования картушки. Кольцевой потен-
циометр б по'мещается над картушкой и укреплен на специаль-
ном мостике 7, жестко связанном с котелком датчика. При из-
менении температуры окружающего воздуха объем лигроина
меняется. Для компенсации изменения объема лигроина служит
компенсационная камера 8, выполненная в виде сильфона и по-
мещающаяся на крышке котелка. Котелок заполняется лигрои-
ном через отверстие компенсационной камеры. Это отверстие
закрывается винтом с прокладкой. Специальная крышка защи-
щает компенсационную камеру от механических повреждений.
На верхней стороне картушки имеется шкала 9, разделенная
на градусы. Шкалу можно наблюдать через смотровое окно 10
с курсовой риской. На крышке котелка возле смотрового окна
нанесена стрелка и выгравирована надпись "Направление поле-
та". Эта стрелка помогает при монтаже установить датчик ком-
паса в нужном положении. Стрелка и курсовая черта лежат на
одной прямой, проходящей через центр датчика.
Котелок помещают в нактоуз с карданным подвесом //. На-
ружное карданное кольцо подвешено в нактоузе при помощи
амортизационных пружин 12, которые служат для поглощения
ударов при посадке самолета и уменьшения влияния вибрации.
Нактоуз датчика имеет четыре прилива с отверстиями для
болтов, при помощи которых датчик крепится на самолете. На
крышке нактоуза помещаются четыре пенала 13 для компенса-
ционных магнитов, служащих для уменьшения девиации.
Сбоку датчика имеются два типовых штепсельных разъема.
Посредством трехполюсного штепсельного разъема к датчику
подключаются указатели. Двухполюсный разъем, расположен-
ный рядом, служит для подключения к датчику напряжения от
$ 42. Потенциометрический дистанционный компас
319
ПоАВС
8   7         6 4   3
Я   П
12
!3
Фиг. 269. Конструкция датчика компаса ПДК-44:
1 - полая картушка, 2 - магниты, 3 - контактные кольца, 4-щетки, 5 -котелок, в-коль-
цевой потенциометр, 7 -мостик, " - компенсационная камера, 9-шкала, 10 - смотровое
окно, И -карданный подвес, 12-амортизационные пружины, М-пеналы, Н - зажим-
ное кольцо, 15-винт, 16 - пружины, 17-кольцо.                                                                                                                                                                                                                                                                         г
320
Глава шестая. Дистанционные магнитные компасы
бортовой сети. Соединительные проводники от штепсельного
разъема к потенциометру и скользящим по нему щеткам прохо-
дят через полые цапфы карданного подвеса.
Зажимное кольцо 14, подвешенное к нактоузу на аморти-
зационных пружинах, позволяет несколько довернуть компас в
нактоузе при установке компаса на самолете. Винт 15 пред-
назначен для затягивания зажимного кольца.
2  1 7 f 8 15 is
ill   \  /
12   13
I
Фиг. 270. Конструкция указателя компаса ПДК-44:
J -постоянный магнит, 2-^втулка, 3-шкала прибора, <-плата, 5-пружинная шайба,
в-шестерня, /-магнитопроводы. 4-рамки, 9 -ось, 10 - шпилька-керн, 11 - подшипник.
12- втулка, 13 - консоль, U-втулка, 75-контактные кольца, 16- щетки, П-шкала-
указатель, 18-задатчик курса, 19-кремальера, 20, 21-шестерни.
Для предохранения котелка от ударов о зажимное кольцо
при резких кренах самолета служит кольцо 17, установленное
на пружинах 16.
Указатель ПДК-44. Конструкция указателя компаса
ПДК-44 показана на фиг. 270. Подвижная часть прибора, со-
стоящая из трех расположенных под углом 120° друг к другу
рамок 8, закреплена на оси 9 и может вращаться в простран-
стве между цилиндрическим постоянным магнитом / и кольцом
магнитопровода 7; железное кольцо-магнитопровод скреплено
с платой 4. Постоянный магнит наглухо скреплен со втулкой 2,
к которой прикреплена шкала прибора 5.
В передний конец оси 9 подвижной системы запрессована
шпилька-керн 10, вращающаяся в подшипнике 11, который
ввернут в своей оправе во втулку 2. На задний конец оси на-
прессована втулка 12 с усиками, служащими для балансировки
всей подвижной системы. Задний керн в своей оправе еверты-
_______<у 42. Потенциометрический дистанционный компас_______321
вается на резьбе во втулку 14, установленную на консоли 13.
Консоль 13 привернута винтами к кольцу магаитопровода 7.
Шкала-указатель 17 в виде диска с изображением самолета
и курсовой чертой крепится к оси подвижной системы.
Неподвижный задатчик курса со средней вертикальной чер-
той и двумя вспомогательными курсовыми рисками укреплей
винтами на плате 4.
Постоянный цилиндрический магнит вместе со втулкой 2
и шкалой 3, а следовательно, и подвижная система могут быть
повернуты по отношению к корпусу прибора в центральном от-
верстии платы 4. Это отверстие является подшипником для вра-
щающейся части прибора. От продольных люфтов и перекосов
предохраняет бронзовая гофрированная пружинная шайба 5,
зажатая между платой 4 и вращающей систему шестерней 6.
Поворот системы осуществляется вращением кремальеры 19,
связанной через шестерни 20 и 21 с шестерней 6. Вращением
кремальеры шкала с магнитом может быть развернута на не-
ограниченный угол в любую сторону. Силы, возникающие в ре-
зультате взаимодействия между магнитом и токами в рамках
подвижной части прибора, заставят стрелку при вращении кре-
мальеры следовать за шкалой; стрелка будет все время на деле-
нии шкалы, соответствующем курсу самолета.
В полете вращением кремальеры поворачивают шкалу при-
бора так, что деление ее, соответствующее желаемому направ-
лению полета, подводится под находящуюся в верхней части
прибора среднюю вертикальную черту неподвижного задатчика
курса 18. При установленной таким образом шкале, когда са-
молет летит по курсу, стрелка прибора направлена вверх, на
среднюю часть задатчика курса. Отклонение самолета вправо
или влево от заданного курса отмечается отклонением стрелки
прибора также вправо или влево, что указывает пилоту нужное
направление разворота для приведения самолета на курс.
Смещенные на 30° вправо и влево относительно вертикаль-
ной черты задатчика курса вспомогательные курсовые риски
служат для быстрой оценки величины отклонения самолета от
курса. Наличие задатчика курса разгружает пилота от необхо-
димости удерживать в памяти нужный курс самолета.
Ток подводится в подвижные рамки прибора через насажен-
ные на оси 9 контактные кольца 15. По этим контактным коль-
цам скользят щетки 16, электрически соединенные с трехполюс-
ным штепсельным разъемом.
На втулке 14 помещается намотанное на катушку сопротив-
ление, предназначенное для подогрева контактных колец 15.
Подогрев производится для предупреждения образования инея
на кольцах при резком повышении температуры после пребы-
вания самолета в холодной атмосфере.
21 Приборы на самолете
322                                                                                                                                                                 Глава шестая. Дистанционные магнитные компасы
Указатель подключается к датчику компаса при помощи
трехполюсного типового штепсельного разъема. Второй двух-
полюсный штепсельный разъем служит для подключения к бор-
товой сети сопротивления, подогревающего контактные кольца
прибора.
Корпус компаса имеет четыре ушка с самотормозящими гай-
ками для укрепления прибора на приборной доске самолета.
Основные данные компаса ПДК-44. Габаритные
и установочные размеры датчика и указателя компаса ПДК-44
даны на габаритных чертежах фиг. 271 и 272; вес датчика 4 кгг
вес указателя 1 кг.
Дистанционная передача имеет погрешность не более ±2°.
Застой компаса при вибрации не превышает ± 1°. Увлечение
картушки компаса при угловой скорости 1 об/мин не более 25°.
Компас ПДК-44 может работать в диапазоне температур от
Н-50 до -60° С. Успокоение компаса в этом диапазоне нахо-
дится в пределах до 20 сек.
Компас работает от бортовой сети постоянного тока напря-
жением 27V±10%. Датчик потребляет мощность около 3 W;
каждый подключаемый указатель также требует около 3 W.
К датчику может быть подключено одновременно до трех указа-
телей.
Карданная подвеска обеспечивает сохранение горизонталь-
ного положения котелка при наклонах нактоуза до 2СР в любую
сторону. Девиационное устройство позволяет компенсировать
девиацию до 20°. Компас не создает помех радиоприему.
Монтаж компаса ПДК-44. Датчик компаса ПДК-44
монтируют на самолете в месте, наиболее удаленном от воздей-
ствия больших магнитных железных или стальных масс, чаще
всего в хвостовой части самолета. Для монтажа датчика при-
бора употребляются детали (винты, штепсели, угольники
'и т. д.), изготовленные из немагнитного материала.
Так как компас ПДК-44 имеет амортизационные пружины,
то не требуется дополнительной амортизации крепления дат-
чика. Прибор крепится четырьмя болтами через отверстия в
приливах нактоуза. При монтаже нужно оставлять под датчиком
свободное пространство до 15 см.
Приливы нактоуза, при помощи которых крепится датчик,
должны быть горизонтальными, если самолет установлен в ли-
нию горизонтального полета. Датчик компаса устанавливают на
самолете так, чтобы надпись на котелке "Направление полета"
и стрелки 'были обращены к передней части самолета, а линия,
проходящая через стрелку и центр датчика, была параллельна
продольной оси самолета.
Указатели крепятся в любом, удобном для наблюдения по-
ложении. Если указатель устанавливается не на амортизирован-
§ 42. Потенциометрический дистанционный компас
323
-ФШ
Фиг. 271. Габаритные и установочные размеры датчика компаса
ПДК-44.
21*
Фиг. 272. Габаритные
и установочные размеры
ПДК-44.
указателя компаса
§ 42. Потенциометрический дистанционный компас
325
ной приборной доске, то следует амортизировать датчик так,
чтобы вибрация его не превышала 1,5 g. При установке указа-
телей наличие ферромагнитных масс и других факторов, иска-
жающих магнитное поле Земли, не принимается во внимание.
Электрический монтаж схемы производится в соответствии
со схемой, изображенной на фиг. 273.
Указатели подключаются к бортовой сети через тот же плав-
кий предохранитель, что и датчик, для того чтобы перегорание
Да/тти*
Указатели
Фиг 273. Схема соединения датчика и указателей компаса
ПДК-44.
предохранителя вызывало отключение не только датчика, но и
указателей. Предохранитель подбирается в зависимости от ве-
личины тока, потребляемого датчиком, НО тА, и тока, потреб-
ляемого каждым указателем, 100 тА.
Соединение датчика с указателями производится при помо-
щи трехполюсных штепселей, контакты которых имеют обозна-
чения 1, 2 и 3. Контакты, имеющие одинаковые цифры, соеди-
няются между собой. Монтаж выполняется проводом сечением
не менее 1 мм2. Провода питания и соединительные прозода
следует вести в отдельных кабелях.
Если схема смонтирована верно, то после включения питания
указатели повторяют с точностью д& ±-2° показания датчика,
отсчитываемые по курсовой черте в окне его котелка. Шкалы
репитеров должны быть при этом развернуты так, чтобы отмет-
ка шкалы N совпадала со средней вертикальной чертой задат-
чика курса.
326                                                                                                                                                                 Глава шестая. Дистанционные магнитные компасы________
Устранение девиации. Уменьшение угла девиации
производится закладкой компенсационных магнитов в специаль-
ные -пеналы, имеющиеся на датчике.
В каждом пенале имеются четыре отверстия для вкладыва-
ния магнитов (см. фиг. 269,13).
Магниты, прилагаемые к компасу, различаются по магнит-
ному моменту.
Магниты, северный полюс которых окрашен в красный цвет,
имеют наибольший магнитный момент. Два такие магнита, по-
ложенные в пару диаметрально расположенных пеналов, могут
отклонить компас до 4-5°; следовательно, при заполнении па-
ры пеналов этими магнитами можно скомпенсировать девиацию
в 20°.
Магниты с окраской северного полюса в желтый цвет дают
возможность при закладке двух магнитов в пару диаметрально
расположенных пеналов компенсировать девиацию до 2-2,5°.
Магниты с окраской северного полюса в зеленый цвет при
тех же условиях компенсируют девиацию в 1°.
Уменьшение девиации производится в соответствии с указа-
ниями, приведенными в четвертой главе, "Магнитные компасы".
При устранении девиации и последующем устранении устано-
вочной ошибки отсчеты курса ведут по указателю.
Если двигатели самолета не работают, то в момент отсчета
следует постукивать по датчику для создания искусственной
вибрации, устраняющей застой прибора.
После указанных работ следует при помощи немагнитной
проволоки законтрить головки винтов, закрывающих пеналы.
Пользование ко м пасом ПДК-44. Компас ПДК-44
является магнитным дистанционным компасом, и все особенно-
сти пользования обычным магнитным компасом в полете отно-
сятся также к компасу ПДК-44.
Перед каждым ответственным полетом и перед уменьшением
девиации производят контрольную проверку компаса, не снимая
его с самолета, при работающем двигателе. При контрольной
проверке электрическая схема компаса должна быть приклю-
чена к источнику 'постоянного тока напряжением не ниже
20 V; все отсчеты производятся по шкалам указателя.
При контрольной проверке производят следующие испыта-
ния:
1)                                  постоянным магнитом отводят картушку датчика на угол
5°. После удаления магнита компас должен вернуться в исход-
ное положение с точностью до 1°;
2)                                  постоянным магнитом отводят картушку датчика на угол
90°. Не более чем через 20 сек. после удаления магнита стрелка
указателя должна равномерно и плавно вернуться на первона-
чальное деление с точностью до ± 1°;
.ф' 42. Потенциометрический дистанционный компас                                                                                                                                                                                                                    327
3) постоянным магнитом производят разворот картушки дат-
чика в пределах полной окружности. Через каждые 30° сверяют
показания, отсчитываемые по курсовой черте смотрового окна
его, с показаниями указателей. Расхождение 1между этими пока-
заниями допустимо не более ±'2°.
Шкалы указателей при проверке должны быть установлены
так, чтобы нулевая отметка их совпадала со средней вертикаль-
ной чертой задатчика курса.
х...
ГЛАВА СЕДЬМАЯ
МЕХАНИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ
§ 43. Центробежный тахометр
Назначение   и принцип   действия. Центробеж-
ный тахометр (фиг. 274) устанавливают на легких одномотор-
ных самолетах для измерения   числа оборотов   главного вала
двигателя. На многомотор-
ных   больших   самолетах
центробежный       тахометр
вытеснен    электрическими                                                                                                                                                                                                                                                                                           g
тахометрами,   обладающи-
ми тем преимуществом, что                                                                                                                                                                                            .
указатель   можно отнести           •"
Фиг. 274. Центробежный
тахометр.
Фиг. 275. Принципиальная схема
центробежного тахометра:
-1--,(,_-----  .,"-",*..,.--
1-передающий валик тахометра, 2 -тестер
ня, Л-ось центробежного узла, 4-неподвиж
ная муфта, 5-подвижная муфта, б-пружина
7-грузы, 8 - рессорки, 9-стрелка, 10- воло
сок.
на значительное расстояние от места измерения. Лишь там, где
расстояние от двигателя самолета до приборной доски невелико
(до 2,5 м), можно устанавливать центробежные тахометры; при
больших расстояниях показания прибора неустойчивы.
Прибор построен на принципе использоваиия центробежной
силы, развиваемой вращающимся грузом. Принципиальная схе-
ма прибора дана на фиг. 275.
§ 43. Центробежный тахометр                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                          329
Вращение распределительного вала авиационного двигателя
передается гибким валом передающему валику / тахометра. На
оси валика / посажена шестерня 2, приводящая во вращение
ось центробежного узла 3. На этой оси имеются две муфты 4
и 5, причем верхняя муфта 4 крепится неподвижно, а нижняя 5
может свободно скользить по шпинделю и под действием пру-
жины 6 стремится занять крайнее нижнее положение. Обе муф-
ты соединены с грузами 7 при помощи рессорок 8.
Перемещение муфты 5 по оси вызывает поворот зубчатого
сектора и стрелки 9. Волосок 10 предназначен для выбирания
люфтов. При вращении оси прибора на грузы 7 действует цен-
тробежная сила, и они расходятся, сжимая пружину 6 до тех
пор, пока упругость последней не уравновесит центробежного
усилия. Следовательно, прогиб пружины, фиксируемый стрел-
кой, является мерой скорости вращения.
Конструкция. Передающий валик / (фиг. 276) связан
с осью 6 центробежного узла косозубчатыми шестернями с пе-
редаточным числом 3,5 : 1. Косозубчатое зацепление позволяет
вывести наконечник валика тахометра под углом 45° относи-
тельно центробежного узла, вследствие чего устраняются боль-
шие углы изгиба гибкого вала. Большие углы изгиба недопу-
стимы, так как они вызывают вибрацию стрелки и нарушают
плавность хода прибора.
Все части прибора смонтированы в алюминиевом корпусе
диаметром 80 мм. Корпус прибора разъемный и состоит из двух
частей. В основной части корпуса 23 помещается весь меха-
низм. Эта часть закрывается спереди шкалой, устанавливаемой
на двух винтах. Передняя часть корпуса служит крышкой при-
бора. Спереди она закрывается стеклам, укрепленным пружи-
нящим кольцом. Части корпуса скрепляются при помощи трех
винтов.
Шкала прибора (см. фиг. 274) имеет деления от 400 до
3000 об/мин, нанесенные через 50 об/мин; цифры соответствуют
сотням оборотов в минуту главного вала двигателя. Шкала чер-
ная; цифры и деления через каждые 200 об/мин покрыты све-
тящейся массой.
Гибкий вал. Гибкий вал (фиг. 277) служит для передачи
вращения от двигателя к тахометру. Этот вал выдерживает
приложенный к нему скручивающий момент до 15 кг/см. Прк
превышении этой нагрузки получаются большие остаточные де-
формации, в результате которых вал может выйти из строя.
Собственно вал состоит из сердечника (стальной проволоки)
и навитых вокруг сердечника в противоположных направлениях
четырех концентрических слоев стальной проволоки разной тол-
щины (фиг. 278). Направление навивки чередуется по слоям.
Направление навивки верхнего слоя определяет собой направ-
г>
Фиг. 276. Конструкция центробежного тахометра:
1-передающий валик, 2, 3-шарикоподшипники, 4, 5-шестерни, б-ось центробежно-
го узла, 7, 8-шарикоподшипники, 9-спиральная пружина, 10-подвижная муфта,
Л-грузы, 12-рессорки, -13-неподвижная муфта, Н- шарикоподшипник, 15-поводок,
16-валик, 17-поводок, И-сектор, 19-трибка, 20- стрелка, 21 - волосок, 22- шкала,
23-основание корпуса, 2i-стекло.
§ 43. Центробежный тахометр
331
ление передачи 'вращения, для которого предназначен данный
гибкий вал. После навивки вал подвергается термической обра-
ботке и для получения эластичности его механически обжимают
на специальных роликах.
Фиг. 277. Гибкий вал центробежного тахометра:
1 -гибкий вал, 2-оболочка, 3, 4 -наконечники, 5, 6-нтулки, 7-гайка, "-стопорный
винт, 9, 10-гайки, Л-шарики.
^, ,0,7S
Фиг. 278. Гибкие валы правого и левого вращения:
а-для двигателей левого вращения, б-для двигателей правого вращения.
Оболочка вала изготовляется из тонкой латунной или сталь-
ной ленты в виде цилиндрической спирали, навитой так, что
края смежных витков накладываются друг на друга, образуя
подвижное соединение. Между краями смежных витков прокла-
дывают хлопчатобумажный шнур, предохраняющий внутрен-
332  _________Глава седьмая. Механические приборы____________
нюю часть оболочки от грязи и пыли и способствующий сохра-
нению смазки внутри оболочки.
На концах гибкого вала напаяны два наконечника, имеющие
на своих концах прямоугольные прорези для присоединения
лопаток валиков двигателя и тахометра. Наконечник гибкого
вала со стороны двигателя вращается во втулке, припаянной к
одному из концов оболочки. Наконечник со стороны тахометра
вращается на шариках диаметром 2 мм, помещенных в два ря-
да, по 17 шариков в ряду.
Для облегчения монтажа и демонтажа некоторые гибкие
валы со стороны тахометра снабжаются переходной деталью,
которая дает возможность, отвинтив стопорные винты, наконеч-
ник и выбив штифт, быстро вынуть вал и заменить его новым.
Центробежные тахометры просты по конструкции, разви-
вают большой вращающий момент и сравнительно несложны в
производстве.
Недостатки прибора - неравномерная шкала, сложность
балансировки и довольно сильная, почти неустранимая вибра-
ция стрелки.
Монтаж тахометра и гибкого вала. Тахометр
устанавливают на приборной доске самолета и прикрепляют к
ней стандартным крепежным кольцом.
При выборе гибкого вала необходимо учесть направление
вращения его при работе. Гибкий вал собирают в следующем
порядке. Разрезают гибкий вал и оболочку на куски нужной
длины. Оболочка должна быть короче вала на длину отрезков,
впаиваемых в наконечники. Резать вал следует автогеном или
ножовкой, после чего надо обработать концы на наждачном
круге; оболочку режут ножницами. Не допускается рубить гиб-
кий вал и оболочку зубилом. Перед нарезкой оболочку вала
следует три-четыре раза свернуть в бухту диаметром 300-
350 мм и без растягивания распустить так, чтобы она пришла
в свободное состояние.
Если вал имеет надломы или резкие перегибы, то его надо
забраковать.
Все места, предназначенные для спая, тщательно- очищают
от грязи и масла и лудят следующим образом. Удаляют масло
на концах вала на длине 20-25 мм, прогревая концы вала на
паяльной лампе до температуры выгорания масла; при этом
надо остерегаться перегрева вала и отжига его. После обжигания
концы и торцы вала очищают от грязи и зачищают наждачным
полотном до металлического блеска. Подлежащие полуде места
травят хлористым цинком. Оболочку покрывают ровным слоем
полуды на протяжении 4-5 витков спирали.
После лужения нейтрализуют остатки хлористого цинка,
промывая луженые места вала и оболочку в насыщенном рас-
§ 43. Центробежный тахометр_____________333
творе соды. Затем промывают концы вала и оболочки в горячей
воде и вытирают "асухо чистой тряпкой. На полуженные концы
оболочки напаивают гайку 7 и втулку 5 (см. фиг. 277).
При паянии следует опасаться попадания олова на внутрен-
нюю часть втулки 5, которая является подшипником для нако-
нечника вала. Паяние производят только когда оболочка дой-
дет до упора. После паяния нужно нейтрализовать остатки
кислоты, как указано выше. Затем на конец гибкогр вала со
стороны двигателя напаивают наконечник 3. При напаивании
наконечника вала олово надо наливать с торца через узкий
зазор между валиком и наконечником. В наконечнике преду-
смотрены отверстия для наблюдения за протеканием олова. По-
сле паяния надо нейтрализовать остатки кислоты раствором соды.
Вал смазывают специальной смазкой и свободным концом
протаскивают сквозь оболочку. При этом наконечник вала дол-
жен войти до упора во втулку 5. Витки оболочки с другого кон-
ца отжимают так, чтобы конец вала выходил за оболочку на
60-70 мм. Вытянутый конец вала закрепляют ручными тиска-
ми и хорошо вытирают от масла. Затем напаивают наконеч-
ник 4, предварительно собранный вместе с шариками и с наде-
той на втулку соединительной гайкой. Конец гибкого вала впаи-
вают в наконечник 4 при помощи бескислотных флюсов (напри-
мер, канифоли).
При использовании подмоченных или засоренных шариков,
а также при паянии наконечника 4 на кислоте через неболь-
шой промежуток времени наконечник выходит из строя вслед-
ствие быстрого ржавления и срабатывания. При напаивании
наконечника вала со стороны тахометра нельзя допускать от-
пуска закаленных шариков втулки.
Припаяв наконечник 4, вытягивают оболочку в нормальное
положение и завертывают доотказа ко<нец втулки 6 в гайку 7.
Втулку дополнительно закрепляют стопорными винтами 8. Сбор-
ку и припаивание наконечников надлежит выполнять с большой
тщательностью и аккуратностью. Плохая пайка является при-
чиной поломки гибкого вала и выхода прибора из строя. Все
втулки и наконечники должны напаиваться строго по центру,
без перекоса
До присоединения следует тщательно осмотреть гибкий вал.
Направление навивки верхнего слоя должно быть таким, чтобы
при работе он закручивался. Следует убедиться в том, что вал
свободно и плавно проворачивается. Если наконечник вала дает
неплавное проворачивание, то тахометр будет работать с боль-
шой вибрацией стрелки. Вместе с тем нельзя допускать слишком
больших зазоров в наконечниках, так как они вызывают при
работе болтанку и ускоряют износ наконечников.
334__________Глава седьмая. Механические приборы____________
Перед установкой гибкого вала наконечники слегка смазы-
вают (летом тавотом, зимой маслом). Сначала закрепляют
конец, направленный к тахометру, а затем - к двигателю. Обо-
лочку гибкого вала крепят скобочками через каждые 250-
300 мм. Число изгибов следует делать минимальным, и радиусы
закруглений не должны быть менее 150 мм. Нельзя пережимать
оболочку и натягивать вал, а следует давать 1-2 см прогиба
от ско<бы до скобы. Конец гибкого вала со стороны двигателя
не должен иметь изгибов на длине 150-200 мм.
Тахометр центробежный ТЦ-45. Тахометр ТЦ-45
представляет собой модернизованный центробежный тахометр.
Модернизация проведена для повышения вибрационной устой-
чивости, механической прочности и повышения эксплоатацион-
ной надежности прибора. В отверстие валика машинки ТЦ-45
впрессована бронзовая направляющая втулка, обеспечивающая
необходимое направление поводка скобы и исключающая разра-
ботку отверстия валика при продолжительной работе.
В тахометре ТЦ-45 изменена конструкция опор центробеж-
ного узла. Валик центробежного узла с конусной опорой заме-
нен валиком с шариковой опорой. Увеличен противодействую-
щий момент волоска с 700 до 900 мг-см. Усилены центровые
винты машинки, скобы и цапфы валика сектора за счет увели-
чения их диаметров.
Кроме того, тахометр ТЦ-45 имеет уплотнительные резино-
вые прокладки между основанием и корпусом прибора, а также
под стеклом.
§ 44. Акселерометр
Назначение и п р и <н ц и п действия. При выполне-
нии самолетом крутых виражей и фигур высшего пилотажа
возникают центробежные силы, действующие на все части само-
лета. Эти силы зависят от угловой скорости вращения самолета.
Центробежную силу, действующую на какую-либо часть само-
лета, можно сложить по правилу параллелограма с силой тя-
жести. Отношение результирующей силы к силе тяжести назы-
вается перегрузкой и характеризует увеличение напряжения в
материале по сравнению с нормальным полетом, когда дей-
ствует только сила тяжести (см. стр. 15).
Все части самолета должны быть рассчитаны на предельную
величину перегрузки в полете. Длительные перегрузки возни-
кают при крутом вираже, мертвой петле, штопоре, спирали.
Непродолжительные, но весьма большие по величине перегруз-
ки возникают при выходе самолета из крутого пикирования. Ве-
личина перегрузки может доходить до семи-восьмикратной.
Когда действует только сила тяжести (горизонтальный по-
лет) , то величина перегрузки принимается равной единице. Если
§ 44. Акселерометр
335-
самолет летит вверх колесами, то сила тяжести меняет свое
направление относительно самолета на 180°; в этом случае
перегрузка имеет отрицательный знак и равна -1. Если при
этом самолет вращается, например, в верхней точке мертвой
петли, то перегрузка может равняться нулю при равенстве цен-
тробежной силы и силы тяжести.
Акселерометр (перегрузочный прибор) служит для опреде-
ления в полете величины перегрузки вдоль вертикальной оси
самолета. Действие акселеромет-
ра основано на измерении сил
инерции, возникающих в элемен-
тах прибора при выполнении са-
молетом эволюции.
На фиг. 279 изображена
принципиальная схема акселеро-
метра. При отсутствии центро-
стремительных ускорений груз 3
удерживается пружинами 4 и 5
в нейтральном положении, и
стрелка // указывает перегруз-
ку, равную единице.
При наличии центростреми-
тельных ускорений на груз 5
действует сила, направленная
противоположно ускорению. Под
действием этой силы груз 3 пре-
одолевает сопротивление пружин 4 и 5 и поворачивает рычаг /
вокруг оси 2. С рычагом ) жестко связан сектор 9, поворачи-
вающий трибку 10 со стрелкой 11.
Поворот стрелки пропорционален величине перегрузки, так.
как сила, действующая на груз, также пропорциональна пере-
грузке.
Конструкция. В цилиндрическом корпусе (фиг. 280)
установлен маятник (рычаг с грузом), поддерживаемый посред-
ством двух цилиндрических пружин в положении, близком к
горизонтальному. Движения маятника ограничиваются стойка-
ми, на которые надеты резиновые трубки, предназначенные для
смягчения ударов маятника. С рычагом груза жестко связан
зубчатый сектор. Вращение сектора передается трибке, на оси
которой находится главная стрелка прибора. На этой же оси
жестко укреплен диск с пальцем, передвигающим стрелку-
фиксатор максимальных перегрузок. Стрелка-фиксатор остается
в положении максимального отклонения и удерживается от са-
мопроизвольного отклонения храповым колесом и собачкой.
Для возвращения стрелки-фиксатора в нулевое положение
служит кнопка, при нажатии на которую освобождается храпо-
Фиг. 279. Принципиальная схема
акселерометра:
I-рычаг, 2-ось рычага, 3-груз, t, S-
пружина, в-муфта, 7, "-стойки пружин,
9-сектор, 10-трибка, 11-стрелка.
Фиг. 280.
Конструкция
акселерометра:
1-корпус, 2-прижим-
ное кольцо, 3-стекло,
4-рант, 5-резиновая
прокладка, б-кнопка
стопора, 7-фиксирую-
щая стрелка, Я-инди-
каторная стрелка, 9-
шкала, 10-подвижный
диск, II-храповое ко-
лесо, 12- волосок, 13-
верхняя платинка,
Н-ось индикаторной
стрелки, /5-ось фик-
сирующей стрелки,
16-собачка, 17-рычаг
собачки, И-пружина
рычага, 79-ось стопора,
20-верхнее основание,
21 -кулачок подвижно-
го диска, 22-кулачок
храпового колеса, 23--
горбатая пружина, 2i-
стойка механизма с
упором, 25-стойка пру-
жины, 26-груз, 27 -
трибка, 28-сектор,
29-спиральная пружи-
на, 30 - контрящий винт,
31 - ось груза, 32-
муфта, S3-рычаг сто-
пора, Si-сектор стопо-
ра, 35 -пробка оси
стопора,36 возвратная
пружина, 37-шестерня
стопора.
§ 44. Акселерометр_____________       337
вое колесо; при этом стрелка под действием волоска, установ-
ленного на ее оси, возвращается в нулевое положение. Эта же
кнопка служит для застопоривания рычага с грузом на то вре-
мя, когда прибором не пользуются.
Для отсчета показаний шкала прибора разградуирована в
единицах ускорения силы тяжести g', цена деления 0,2 g. Деле-
ния на шкале расположены так, что положительные ускорения
(от 0 до 7 g} нужно отсчитывать от нуля по часовой стрелке,
а отрицательные (от 0 до -I g) против часовой стрелки.
Точка шкалы с цифрой-1 соответствует одновременно уско-
рениям + 8 и -1 g. Цифры на шкале, деления и стрелка покры-
ты светящейся массой.
При монтаже акселерометра следует обеспечить удобство
пользования прибором, минимальное влияние на него вибраций
и правильность расположения шкалы (0 шкалы должен быть
вверху).
Прибор крепят при помощи четырех болтов.
22 Приборы на самолете
ГЛАВА ВОСЬМАЯ
НАВИГАЦИОННЫЕ ИНСТРУМЕНТЫ
§ 45. Визир ОПБ-1м
Назначение и устройство. Визир ОПБ-1м
'фиг. 281) является оптическим прицелом для бомбометания,
но его используют и для аэронавигации. Этот визир позволягт
определять угол сноса и путевую скорость, измерять курсовые
углы, пеленги и вертикальные углы ориентиров 1.
На фиг. 282 показана схема визира ОПБ-1м, который пред-
ставляет собой оптическую трубу, имеющую увеличение XI,2
с полем зрения 32°. Внутри трубы в ее фокусе находится уро-
вень, служащий для приведения трубы в строго вертикальное
положение. Внизу под линзой объектива имеется неподвиж-
ная призма, принимающая лучи от вращающейся призмы, кото-
рая приводится ;в движение червячным приводом и барабаном-
рукояткой с градусной кольцевой шкалой. Это позволяет визиро-
вать через трубу любые земные объекты и совмещать их изобра-
жение с видимым в поле зрения трубы пузырьком уровня, даже
если эти предметы и не находятся на одной вертикали с цент-
рам объектива. Окуляр трубы имеет приспособление для уста-
новки на требуемую резкость изображения.
Поворот подвижной призмы допускает изменение углов ви-
зирования от i+i75 до -15° и позволяет измерять вертикальные
углы ориентиров. Шкала вертикальных углов нанесена по окруж-
ности барабана-рукоятки призмы.
В поле зрения трубы видна шкала (фиг. 283) с делениями,
соответствующими делениям барабана-рукоятки от -15 до
•+75°. Шкала позволяет отсчитывать угол, под которым направ-
лен визирный луч, не отрывая глаз от окуляра. В поле зрения
трубы видны три параллельные и одна перпендикулярная им
линия. На средних взаимно перпендикулярных линиях нанесены
шкалы вертикальных углов от нуля до 15° для измерения вер-
1 Вертикальным углом ориентира называется угол между вертикалью
и линией визирования ориентира.
§ 45. Визир
339
тикальных углов до 15°, а также для измерения вертикальных
углов объектов, выходящих за пределы установки призмы (от
75 до 90°).
Снаружи окуляра имеется кольцо с градусными делениями,
с которым связан видимый в поле зрения трубы треугольный
индекс. Индекс можно уста-
,J L.                                                                                                                                                                                                               новить на желаемый отсчет
вертикального  угла,  тогда
при вращении призмы у это-
<tS$2z\                                                                                                                                                                                                        го отсчета   будет   слышен
легкий щелчок,   что позво-
Ш'лагл      ляет останавливать враще-
ние призмы на заранее за-
данном угле.
Для удобства промеров
путевой скорости на визире
укреплен секундомер. При
работе в ночном полете вну-
тренняя шкала и уровень
освещаются.
В нижней части визира
имеется карданное кольцо с
двумя пальцами для уста-
Уродень
4%Ш>

•f^^
НепвйбиЖная i
rtfUlHCI
Подвижная
К призма
Фиг. 281.
Навигационный
визир ОПБ-1м.
Фиг. 282. Схема    ,.
устройства ОПБ-1м.
Фиг. 283. Шкала визира
ОПБ-1м.
новки визира в подставке (пяте) (фиг. 284). Пята визира
укрепляется на полу кабины штурмана над отверстием, пред-
назначенным для выпуска наружу призмы визира. Основанием
пяты визира является кольцо, на поверхности которого нанесе-
на шкала курсов от 0 до 360°. Внутри этого кольца помещается
подвижное кольцо со шкалой пеленгов с делениями от 0 до 360°.
Индекс подвижного кольца против деления 180° служит для
22*
340
Глава восьмая. Навигационные инструменты.
отсчета углов сноса по шкале на неподвижном кольце. Для за-
крепления подвижного кольца на каком-либо отсчете служит
ножной тормоз. Пяту визира устанавливают на самолете так,
чтобы диаметр неподвижного кольца 0-180° был точно парал-
лелен продольной оси самолета, а шкала углов сноса ебращена
назад.
Фиг. 284. Подставка к визиру ОПБ-1м.
Определение угла сноса. Существует несколько
способов измерения угла сноса визиром ОПБ-1м.
Для измерения углов сноса способом обратного визирования
штурман вставляет визир в пяту и, нажав ногой на тормоз, уста-
навливает визир так, чтобы обзор был в хвост самолета, после
чего ставит призму в нулевое положение (обзор - вниз по вер-
тикали); при этом он держит визир так, чтобы пузырек уровня
находился в центре поля зрения. Заметив под собой какой-либв
предмет, проектирующийся под пузырек уровня, штурман по-
ворачивает визир так, чтобы этот предмет двигался по средней
нити визира, и в тот момент, когда предмет виден иод верти-
кальным углом около 50°, вращением барабана возвращает
его в центр пузырька, замечает показание компаса и отсчиты-
вает угол сноса по пяте визира (фиг. 285). Во время промера
летчик должен строго соблюдать курс и заданный режим.
Такие измерения повторяют несколько раз и берут среднее
§ 45. Визир
341
значение угла сноса и средний курс во время промера. Точность
измерения угла сноса в полете составляет 1-2°.
Определение путевой скорости. Для определе-
ния путевой скорости штурман ставит визир в пяту так, чтобы
обзор был в хвост самолета, а призму устанавливает на нуль;
затем, определив по высото-
меру истинную высоту, он
сообщает летчику о начале
промера.
Повернув диаметральную
нить примерно на угол сноса,
штурМ:ан ожидает появления
визирной точки и в момент
Угвл снес* +13°
Фиг. 285. Определение угла сноса
визиром ОПБ-1м.
Фиг. 286. Определение путевой
скорости.
прохождения ее через центр пузырька уровня включает секундо-
мер. Наблюдая за визирной точкой и установив треугольный
индекс на угол 45°, он удерживает визирную точку впереди пу-
зырька уровня на краю поля зрения. Когда рукоятка попадает
на защелку, установленную на 45°, штурман прекращает вра-
щать рукоятку и в момент прихода визирной точки в центр
пузырька останавливает секундомер. Промер повторяют не-
сколько раз и берут среднее из отсчетов.
Таким образом определяется продолжительность пролета
расстояния, равного высоте полета. Из фиг. 286 видно, что прой-
денное за время визирования расстояние равно высоте (по
свойству прямоугольного треугольника угол а-45°). По этим
данным рассчитывается путевая скорость W = -.
При помощи визира можно определить также дистанцию
ориентира. Дистанцией ориентира называется расстояние от
ориентира до места, над которым находится самолет (см.
фиг. 286). Дистанцию определяют на основании истинной высо-
ты полета и вертикального угла ориентира. Из фиг. 286 видно,
что дистанция D = Htga; дистанцию вычисляют при помощи
аэронавигационной линейки.
342
Глава восьмая. Навигационные инструменты
§ 46. Ветрочет
Назначение и устройство. Для графического ре-
шения задач по определению курсов и путевой скорости служит
ветрочет (фиг. 287), состоящий из сектора, азимутального круга
и линейки.
Основанием прибора является сектор, по дуге которого в
обе стороны от осевой линии, отмеченной цифрой 0 и называе-
Аэимутальный
Spya
Линейна
Pafovoff теть
линейка
Фиг. 287. Ветрочет.
мой курсовой чертой, нанесена шкала сноса с ценой деления 1°.
По осевой линии сектора имеется прорезь для передвижения по
ней вдоль курсовой черты азимутального круга.
Азимутальный круг закрепляется в прорези барашком; после
закрепления круг вращается свободно. Круг имеет шкалу, раз-
деленную на 360°. На поверхности круга имеется ряд концен-
трических окружностей, на которых нанесены цифры, обозна-
чающие скорость ветра в десятках километров в час. Азимуталь-
ный круг служит для установки курсов, заданных путевых
углов, для нанесения точки ветра и других расчетов. На круге
прочерчивают карандашом путевые линии, путевые дуги, вектор
ветра и т. д.; прочерченные линии можно легко стереть резинкой.
Линейка вращается около вершины угла сектора и переме-
щается другим концом по дуге шкалы сносов. На линейке нане-
сена шкала скоростей в километрах в час. Рабочей гранью ли-
нейки является правый" ее обрез со< скошенной гранью. Линейка
§ 46. Ветрочет
343
служит для установки центра круга на данную воздушную ско-
рость, для проведения путевых линий и путевых дуг, для отсче-
тов путевой скорости и выполнения других расчетов.
Круг устанавливают на данную воздушную скорость следую-
щим образом. Ставят линейку рабочей стороной на нуль шкалы
сносов; затем, освободив барашек, передвигают азимутальный
круг так, чтобы центр его совместился с отсчетом воздушной
Отсчет угла сноса
L^^^l
Фиг. 288. Определение курса, путевой скорости
и угла сноса по ветрочету.
скорости на линейке, и зажимают барашек. Для установки кру-
га на данный курс вращают круг и устанавливают заданное
деление курса против курсовой черты сектора.
При помощи ветрочета решают все задачи по определению
элементов навигационного треугольника, а также другие за-
дачи; ниже приводится пример задачи, решаемой при помощи
ветрочета.
Курсы и путевые скорости для следования по заданной ли-
нии пути рассчитывают при помощи ветрочета следующим обра-
зом. Центр азимутального круга ставят в соответствии с воз-
душной скоростью. После этого повертывают азимутальный
круг так, чтобы против курсовой черты сектора остановилось
соответствующее деление заданного путевого угла, и проводят
344
Глава восьмая. Навигационные инструменты
вдоль линейки карандашом линию пути через весь круг. На кон-
це линии пути, стоящей против заданного угла, ставят стрелку.
Затем на азимутальный круг наносят вектор ветра, для чего
против курсовой черты ставят то деление азимутального круга,
которое соответствует направлению ветра ("куда дует"). Под-
ведя к курсовой черте линейку, проводят от центра круга вдоль
линейки вверх линию вектора ветра. Конец вектора будет на
той окружности, оцифровка которой соответствует скорости
ветра, или в промежутке между
окружностями, если величина ско-
рости ветра не равна целому десятку
километров. После этого, удерживая
линейку обрезом на конце вектора
ветра, поворачивают круг так, чтобы
диаметр - заданная линия пути -
стал параллельно линейке (фиг. 288).
Против курсовой черты отсчиты-
вают по азимутальному кругу курс
самолета и по линейке против конца
вектора ветра - путевую скорость.
Конец линейки, скользящий по секто-
ру ветрочета, дает отсчет угла сноса,
который будет в полете с этим кур-
сом. Полученный истинный курс пе-
реводят в компасный.
Определение ветра по-
двум углам сноса. Определе-
ние ветра в полете по способу двух
углов сноса производится следующим образом. Штурман
предупреждает летчика о начале промера и указывает ему ка-
кой-либо курс. Летчик обязан держать заданный курс и сохра-
нять неизменными высоту полета и воздушную скорость. На
этом курсе штурман промеряет угол сноса и затем задает лет-
чику второй курс, отличающийся от первого на 40-50°, и про-
меряет угол сноса на втором курсе. Затем штурман вычисляет
истинную воздушную скорость по показаниям указателя ско-
рости при промере.
После этого задача определения ветра решается на ветро-
чете. Для этого устанавливают лимб ветрочета на истинную
воздушную .скорость, устанавливают против курсовой черты
первый магнитный курс самолета, ставят линейку на угол сноса
при первом курсе и по обрезу ее проводят на лимбе первую
путевую линию. Затем поворачивают лимб ветрочета, устанав-
ливают второй магнитный курс, ставят линейку на угол сноса
при втором курсе и проводят на лимбе вторую путевую линию.
Пересечение путевых линий даст точку ветра (фиг. 289).
Фиг. 289. Нахождение на
lerpoMeiei точки, ветра по
двум углам сноса.
§ 47. Счетная аэронавигационная линейка
345"
§ 47. Счетная аэронавигационная
линейка
Назначение и устрой-
ство. Счетная аэронавигационная
линейка (фиг. 290) предназначается
для быстрого выполнения аэронавига-
ционных расчетов. Шкалы ее не рав-
номерные, а логарифмические.
Логарифмическая шкала строится
следующим образом. На обычной рав-
номерной шкале в начале шкалы сле-
довало бы нанести нуль, а в конце
единицу, но так как 0 = lg I, a I =lg 10,
то на логарифмической линейке в
начале шкалы ставят 1, а в конце 10.
Деление 2 помещают на отрезке,
отношение которого ко всей длине ли-
нейки равно lg 2 -0,301; деление 3
помещают в конце отрезка, соответ-
ствующего lg 3=0,447. Эти отсчеты
нанося'/ крупными штрихами, а про-
межутки между ними разбивают сред-
ними штрихами, размещая их не рав-
номерно, а так, чтобы отношение рас-
стояния каждого штриха от единицы
ко всему основному отрезку равнялось
логарифму того числа, которое соот-
ветствует этому штриху на равномер-
ной шкале. Отрезки между средними
штрихами делят мелкими штрихами
по тому же принципу.
Шкала подобной линейки обла-
дает тем свойством, что любому от-
счету этой шкалы х отвечает отрезок,
нропорцнональный не х, как на рав-
номерной шкале, a lg х. Логарифмиче-
ские шкалы дают возможность делать
умножение и деление, пользуясь из-
вестными свойствами логарифмов:
Igxy = lgx+ lg_y;
lg
= ig* - igy.
	Hh-"'(   .		-^^'-%		
				|o =k    .-! С	
1 i	|			ё	
			'"11"'!;		
	с <o -5		ч	ri	
		, tj			
I		f --		i:   ^	
	§	:  *"		:" ^	
		- • rv	s	=-1	
Э	§	: -		d	
	-*"->	- ^,		h§	
	^	1 .			
	3		ъ		ren.
в	(^	:•-	*ъ	[ g	!<Г. =Я-
_	3 С a	b4*	% S   .	Ps - S	1
>	2 ^сз	t	§	ч5 _ t>	Ч К
3	["? "	"!		~§ _Ci	сЗ X ГС
	>	<	5	"	О
	i	§	A-	C5 "*" '	S Я"
i	Si-	§	§v	^	ев. U
		"•^r^	3L	c-\	--5%   S
о	s * з Э	i	-°Сэ ve		^     са ^     Я
	] "О ~				"ч      О
	' 5 -	.  *	-§4	*-- 1 ~CM \	--.'--.. ?        СХ -----      сп
					\       ез
	•§-			-*S	'-_• -^        СС
I   |			""		(r)   ?
>	S     -				-* |
		"V-1^	5-r	-5	
	d	Q		-Ol	CJ
	; -9 ~	"4			
			v&	- Р-Ч	8
		-C)		-4>	сч
'.	ca	-J			f
	frj "			- *o	-H.
					S1
		S	iU-	"^t	е-
		^g			
		i	Jnuv		
	ca	S		--Г,	
	?3-	|г 43			
		S.	"i		
		-S$l °-r		-CS,	
		S			
		"S	^		
	^-				
			:^^j.	J5	
	^s>	1И*1га1тчшЩ1|		S-,	
		-<e>!;  •	lif		
		iiilllw/ll	Illlll J		
Если надо перемножить два числа (фиг. 291), например 3,2'
л 2,6, то к отрезку шкалы, соответствующему 3,2 на шкале Л~,
.-346
Глава восьмая. Навигационные инструменты
прибавляют отрезок шкалы В, соответствующий 2,5, и против
отметки 2,5 шкалы В прочитывают по шкале А искомый резуль-
тат (в данном случае 8). Подобным же образом производят де-
.ление чисел при помощи вычитания логарифмов.
5__678
?тавд
в
Фиг. 291. Умножение иа аэронавигационной линейке.
Аэронавигационная счетная линейка (см. фиг. 290) состоит
аз основания, движка и бегунка с визирной нитью. На основа-
нии и движке нанесены логарифмические шкалы. Для удобства
выполнения специальных аэронавигационных расчетов на шка-
лах имеются специальные индексы. Аэронавигационные зада-
чи - расчет высоты, воздушной и путевой скорости и т. д. -
решаются по формулам, которые легко привести к логарифми-
ческому виду и можно решить   на логариф|мической   линейке.
ГЛАВА ДЕВЯТАЯ
ГИРОСКОПИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ
§ 48. Некоторые сведения из механики
Абсолютное и отн ос и т е л ь н ое д в иже н и е. Дви-
жение тела называется абсолютным, если оно рассматривается
по отношению к предметам, находящимся в покое. Движение
называется относительным, если оно рассматривается по отно-
шению к предметам, находящимся е движении. Понятие абсо-
лютного движения является условным, так как нет абсолютно
неподвижных тел.
В 'большинстве случаев считают Землю находящейся в по-
кое, а движение относительно Земли условно принимают
за абсолютное. Например, движение самолета относительно
воздуха является относительным, а движение самолета относи-
тельно Земли принимают за абсолютное движение. Движение
воздуха относительно Земли в этом случае называется перенос-
ным движением. Если воздух неподвижен относительно Земли,
т. е. если нет ветра, то относительное движение самолета совпа-
дает с его абсолютным движением.
Для гироскопа Землю нельзя считать неподвижной, так как
ее вращение оказывает влияние на ось гироскопа. В этом слу-
чае, как мы увидим ниже, движение гироскопической оси отно-
сительно Земли будет относительным движением, а за абсолют-
ное движение принимают движение оси гироскопа по отношению
к мировому пространству, т. е. к неподвижным звездам.
Поступательное и вращательное движение.
Движение твердого тела называется поступательным, если ско-
рость и ускорение всех точек тела "'каждый момент времени
равны по величине и одинаково направлены. При поступатель-
ном движении любая прямая, проведенная между двумя точка-
ми тела, не меняет своего направления. Например, движение
самолета по неизменному курсу является поступательным дви-
жением (фиг. 292,а).
Характерной величиной для поступательного движения- яв-
ляется его скорость, измеряемая приращением пройденного
348
Глава девятая. Гироскопические приборы
телом пути в единицу времени. Скорость поступательного дви-
жения называется линейной скоростью движения.
Линейную скорость можно изобразить в виде отрезка пря-
мой, величина которого будет характеризовать величину ско-
с ! /
/
*
if
*'
Ось
Ращения
/    I
Фиг. 292. Поступательное (а) и вращательное (б) движение самолета.
рости, а направление отрезка - направление скорости в про-
странстве (фиг. 293,а); такой отрезок прямой называется век-
тором.
Вращательным движением твердого тела вокруг неподвиж-
ной оси называется такое движение, при котором любая точка
CU
Напрадление
Вращения
Фиг. 293. Векторное изображение линейной (а) и угловой (б) скорости.
тела будет находиться на неизменном расстоянии от оси вра-
щения. Например, движение самолета при правильном вираже
является вращательным движением, причем ось вращения про-
ходит вне самолета и направлена вертикально по отношению к
Земле (ом. фиг. 292,6).
____________§ 48. Некоторые сведения из механики__________349
Вращательное движение характеризуется так называемой
угловой скоростью, измеряемой изменением угла поворота тела
в единицу времени. Если известно число оборотов тела в минуту,
то угловая скорость при равномерном движении равна:
2ге п
О)-г=                                                                                  -
60
где п - число об/мин.
Угловую скорость также можно изобразить в виде вектора,
направленного вдоль оси вращения (см. фиг. 293,6). При этом
величиной вектора выражают угловую скорость тела, а направ-
ление вектора выбирают так, чтобы при наблюдении со стороны
конца, отмеченного стрелкой, было видно тело, вращающееся
против часовой стрелки.
Законы движения тел для вращательного движения вполне
аналогичны соответствующим законам для поступательного дви-
жения.
Понятие о мгновенной скорости. Если тело дви-
жется неравномерно или криволинейно, то, хотя скорость точек
тела непрерывно изменяется, все же в каждый момент времени
любая точка имеет вполне определенную линейную скорость,
называемую мгновенной.
При поступательном движении мгновенная скорость всех
точек тела одинакова и равна линейной скорости движения тела
в данный момент.
При вращательном движении тела его угловая скорость в
данный момент называется также мгновенной. В этом случае
каждая точка тела имеет некоторую мгновенную линейную ско-
рость, зависящую от расстояния данной точки от оси вращения:
г> = ш#,
где v - мгновенная линейная скорость точки;
" -- мгновенная угловая скорость тела;
R - расстояние от точки до оси вращения (радиус враще-
ния) .
Сложение и разложение сил. В природе всякое те-
ло подвержено действию различных сил. Например, на летяший
самолет действует сила тяжести, сила сопротивления воздуха,
сила тяги винта.
Силу, действующую на тело, можно также изображать з
виде вектора, причем точка приложения вектора соответствует
точке приложения силы. Если силы, действующие на тело, при-
ложены к одной точке (например, к центру тяжести тела), то
можно складывать силы по правилу параллелограма, от этого
суммарное действие их на тело не меняется.
Глава девятая. Гироскопические приборы
Сила, которая производит на тело то же действие, что и со-
вокупность данных сил, называется равнодействующей (фиг. 294).
Любую силу можно разложить по двум направлениям по пра-
вилу параллелограма. Например, силу давления воздуха, дей-
ствующую на самолет, можно разложить на силу лобового
сопротивления, действующую вдоль оси самолета, и подъем-
ную силу, действующую на самолет по вертикали вверх.
Если сила приводит тело во вращательное движение вок-
руг закрепленной оси, то важно знать не только величину силы,
но и отдаленность ее от оси вращения. Тяжелый маховик мож-
2-я сама
Фиг. 294. Сложение сил по правилу
параллелограма.
Фиг. 295. Момент силы.
но повернуть, держась за его обод, но его нельзя сдвинуть с
места, держась за точки вблизи оси.
Кратчайшее расстояние от оси вращения до направления
силы называется плечом силы (фиг. 295).
Вращательное действие силы на тело характеризуется мо-
ментом силы, равным произведению силы на плечо1:
М = F • R г см,
где F - сила, г;
R - плечо, см.
Момент силы также может быть изображен в виде вектора.
Вектор момента изображается направленным вдоль оси вра-
щения. Величина вектора характеризует величину момента
силы, а направление вектора таково, что при наблюдении со сто-
роны конца, помеченного стрелкой, тело стремится повернуть-
ся под действием момента против часовой стрелки (ом
фиг. 295).
Моменты сил, так же как и силы, можно складывать и раз-
лагать по правилу параллелограма.
1 В этой формуле принимаем, что сила действует перпендикулярно к
оси; если сила действует под углом а к оси, то момент равен:
М = F • R-sinx.
§ 48. Некоторые сведения из механики________351
Ускорение т'ел под действием сил. Если на тело
не действуют никакие силы или если на него действует не-
сколько сил, геометрическая сумма которых равна нулю, то
тело не получает никакого ускорения, т. е. оно остается в по-
кое или продолжает двигаться равномерно и прямолинейно с
той скоростью, какая была придана телу ранее действовавши-
ми силами. Например, самолет движется прямолинейно и с
постоянной скоростью, если сила тяги винта уравновешивает
силу лобового сопротивления, а подъемная сила уравновеши-
вает силу тяжести.
Точно так же в случае вращательного движения, если на
тело действует несколько сил, сумма моментов которых отно-
сительно оси вращения равна нулю, тело не получает никакого-
углового ускорения, т. е. оно остается в покое или продолжает
вращаться с той постоянной угловой скоростью, какая -была
придана телу ранее действовавшими моментами сил. Напри-
мер, винт самолета вращается с постоянным числом оборотов
(или, что то же самое, с постоянной угловой скоростью), если
вращающий момент, приложенный к коленчатому валу со
стороны двигателя, полностью уравновешен моментами сил
трения в подшипниках и моментами сил сопротивления воз-
духа.
Если сумма сил, действующих на тело, не равна нулю, то
тело получает ускорение, т. е. увеличение скорости, направ-
ленное в сторону равнодействующей силы и пропорциональ-
ное ей.
Основной закон динамики выражается следующей фор-
мулой:
F = m-a,
где F - сила, г;
m - масса тела, г сек2/см;
a - ускорение, см/секг.
Ускорение измеряется приращением скорости в единицу
времени.
Масса тела характеризует его инертность, т. е. сопротив-
ляемость действию сил.
В случае вращательного движения инертность тела харак-
теризуется не массой, а его моментом инерции. Момент инер-
ции тела зависит от распределения массы тела относительно
его оси вращения. Например, два маховика имеют одинаковую
массу, но у первого маховика масса распределена в основном
по его ободу, а у второго - сосредоточена во втулке-
(фиг. 296). Первый маховик обладает значительно большим
моментом инерции, поэтому для сообщения обоим маховикам
одинакового ускорения в первом случае необходимо прило-
:352
Глава девятая. Гироскопические приборы
"Фиг. 296. Маховики с одина-
ковой массой и 'различными
моментами инерции.
жить значительно больший момент силы, чем во втором. Одно
и то же тело имеет разные моменты инерции вокруг различных
осей.
Основной закон динамики для вращательного движения
выражается следующей формулой:
УИ = /е,
момент  силы относитель-
но оси вращения, гсм;
момент инерции тела отно-
сительно   оси   вращения,
г см сек2;
в - угловое   ускорение,   1/сек2.
Угловое  ускорение измеряется
приращением  угловой  скорости  в
единицу времени.
Ускорение силы тяжести. Сила, с которой Земля
лритягивает тело, называется силой тяжести, или весом тела.
Все тела получают при свободном   падении под влиянием
-.силы тяжести одно и то же ускорение:
е=*в-'
g     m '
"где g - ускорение силы тяжести, см/сек*;
G - вес тела, г;
m - масса тела, г сек*/см.
В среднем g = 981 см/сек1.
Вес одного и того же тела в различных местах Земли раз-
личен, но масса тела постоянна.
Ускорение силы тяжести равно:
на экваторе
g = 978,1 см/сек2;
на полюсе
g=983,1 см/сек*.
С увеличением высоты или с углублением внутрь Земли
ускорение силы тяжести изменяется.
Подсчет массы и момента инерции тела. Если
известны геометрические размеры тела и удельный вес мате-
риала, то можно рассчитать массу и момент инерции тела:
G      Vf
" = - =_!-,
g      t,
где G - вес тела, г;
V - объем тела, см1;
7-• удельный вес, г/см';
g - ускорение силы тяжести, см/сек2.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                             ;
§ 48. Некоторые сведения из механики
353
Момент инерции определяется в общем случае интегриро-
ванием. Для тел вращения простой формы момент инерции
подсчитывают упрощенным способом, разбивая тела на ряд
сплошных колец прямоугольного сечения и суммируя моменты
инерции каждого кольца.
Момент инерции сплошного кольца прямоугольного сечения
относительно его оси симметрии выражается следующей фор-
мулой:
Я (?4 _ <J4) /iv
v------'- г см сек-,
32- g
/= -
где D - наружный диаметр кольца, см:
d - внутренний диаметр кольца, см;
h - высота кольца, см;
Y - удельный вес, г/сж3;
g - ускорение силы тяжести, см/сек*.
Маховик, изображенный на фиг. 297, можно разбить на
три элементарных сплошных кольца /, 2 и 3, моменты инерции
которых определяют по приведенной выше формуле.
•-h.
Фиг. 297. Элементы маховика для подсчета момента и"ерп#и.
Момент инерции всего маховика будет
ментов инерции отдельных колец:
/=/!+/-+/"
равен   сумме   мо-
где /J, /2, /з - моменты инерции колец /, 2 и 3.
Силы, возникающие при движении тел с уско-
рением. Если телу сообщать ускорение, то возникают силы
инерции, направленные навстречу ускорению. Эти силы явля-
ются силами реакции; они равны и противоположны силам,
вызывающим ускорение, и приложены со стороны тела к ег*
опоре.
23 Приборы на самолете
354                                                                                                                                                                                                                                                                  Глава девятая. Гироскопические приборы___________
Находится ли тело в покое или движется с ускорением,
давление тела на опору равно и противоположно давлению
опоры на тело. Действие всегда равно противодействию.
При вращательном движении силы инерции действуют не
только при наличии углового ускорения, но также при враще-
щии с постоянной угловой скоростью. Например, если вращать
с равномерной скоростью шарик, привязанный к нити, то нить
сильно натягивается и при большой скорости вращения может
разорваться.
Сила, натягивающая нить, является силой инерции и назы-
вается центробежной силой. Вызывается она тем, что шарик
стремится двигаться по касательной к окружности вращения, а
нить заставляет шарик двигаться не прямолинейно, а по
окружности.
Сила, с котооой нить действует на шарик, называется цен-
тростремительной силой.
Величина центростремительного ускорения равна
Од = /?ш2 см]сек*,
где R - радиус вращения, см;
"о - угловая скорость, 1/сек.
Центробежная сила равна по величине центростремитель-
ной силе:
F~maR - /п/?ш2.
Степени свободы. Через каждое тело можно про-
вести три взаимно перпендикулярные оси.
Если тело свободно от связей с другими телами, то гово-
рят, что оно имеет шесть степеней свободы. Это значит, что
тело может иметь шесть различных движений: двигаться по-
ступательно вдоль каждой из трех осей и вращаться вокруг
каждой из этих осей. Самолет в воздухе имеет шесть степе-
ней свободы.
Жестко закрепленное тело не имеет ни одной степени свобо-
ды, т. е. не обладает возможностью ни двигаться поступатель-
но, ни вращаться.
Маятник, подвешенный на оси, имеет одну степень свободы,
так как может только вращаться вокруг этой оси. Точно так
же одну степень свободы имеет маховик (ротор), вращающий-
ся вокруг неподвижной оси (фиг. 298,а).
Маятник, подвешенный на карданном подвесе, имеет две
степени свободы, так как может вращаться вокруг любой из
двух взаимно перпендикулярных осей кардана. Аналогично,
если вращающийся маховик вместе с осью поместить в рамку,
имеющую возможность вращаться вокруг перпендикулярной
§ 48. Некоторые сведения из механики
355
оси, то маховик приобретает две степени свободы (см.
фиг. 298,6).
Маятник, подвешенный на шаровом шарнире, имеет три
степени свободы, так как может поворачиваться вокруг любой
из осей. В этом случае говорят, что маятник подвешен в одной
точке (центр шарового шарнира).
Подвес в одной точке принципиально не отличается от кар-
данного подвеса, имеющего три взаимно перпендикулярные
Фиг. 298. Степени свободы:
а-одна степень свободы, б~ две степени свободы, в-три степени свободы.
оси, пересекающиеся в одной точке. Поэтому, если маховик,
изображенный на фиг. 298,6", поместить еще в одну рамку,
имеющую третью ось, то маховик получит три степени свобо-
ды, так как сможет вращаться вокруг любой из осей (см.
фиг. 298,е).
Центр тяжести и виды равновесия. Всякое те-
ло можно рассматривать как состоящее из ряда частиц, из ко-
торых каждая притягивается к земле с силой, равной ее весу.
Равнодействующая сила от суммирования весов отдельных
частиц есть вес тела, а точка приложения этой равнодействую-
щей силы называется центром тяжести тела.
Если тело подвесить так, чтобы центр тяжести совпадал с
точкой подвеса или лежал на оси подвеса, то при любом поло-
жении тела его вес уравновесится сопротивлением опоры. Та-
кое равновесие называется безразличным. Например, маховик
(см. фиг. 298,а) находится в безразличном равновесии, так как
его центр тяжести находится в его геометрическом центре, ле-
жащем на оси подвеса.
23*
356
Глава девятая. Гироскопические приборы
Если центр тяжести тела не совпадает с точкой подвеса или
не лежит на оси подвеса, то тело будет стремиться повернуться
так, чтобы центр тяжести его занял наиболее низкое положе-
ние. Положение тела, при котором центр тяжести расположен на
одной вертикали с точкой подвеса и находится ниже этой
точки (оси), называется устойчивым равновесием. Маятник
(фиг. 299,6) находится в устойчивом равновесии.
Если маятник вывести из этого положения, он будет стре-
миться к нему вернуться. Это происходит потому, что при ма-
лейшем отклонении маятника от вертикали у силы тяжести по-
яаршш.
*
/А'
'c-v>
<5
Фиг. 299. Виды равновесия:
а-безразличное, б-устойчивое, в-неустойчивое.
является плечо и, следовательно, создается момент силы, воз-
вращающий маятник в вертикальное положение.
В положении равновесия момент силы тяжести равен нулю,
так как направление действия силы тяжести проходит через
точку подвеса (плечо равно нулю). Если перевернуть маятник
на 180°, то сила тяжести будет также проходить через точку
подвеса; при малейшем отклонении от этого положения маят-
ник вернется к устойчивому равновесию. Такое положение, при
котором центр тяжести находится на одной вертикали с точкой
подвеса, но расположен выше ее, называется неустойчивым
равновесием (см. фиг. 299,б).
Силы трения. При взаимном перемещении двух сопри-
касающихся поверхностей твердых тел между ними всегда
возникают силы трения, направленные навстречу движению;
такое трение называется трением скольжения.
Считают, что сила трения скольжения не зависит от вели-
чины поверхности соприкосновения и скорости движения. Ма-
тематически сила трения выражается формулой
F=kP,
где F - сила трения, г;
k- коэфициент трения;
Р - сила взаимного давления
ностей, г.
соприкасающихся   поверх-
§ 49. Применение гироскопа на самолете__________?57
Коэфициент трения зависит от материала и степени шеро-
ховатости трущихся поверхностей и значительно уменьшается
при наличии смазки. При движении коэфициент трения ниже,
чем в покое.
При качении цилиндра или шарика без скольжения по пло-
ской поверхности возникает сила сопротивления, называемая
трением качения; для преодоления этой силы необходимо прило-
жить определенный момент, равный
Мтр=/.Р,
где /WTp-момент силы трения, гсм;
Р - сила нормального давления, г;
f -коэфициент трения качения, см.
Коэфициент трения качения также зависит от материала, ка-
чества поверхности и смазки.
В тех случаях когда во вращающихся частях 'механизма не-
обходимо получить малое трение (например, в карданных под-
весах гироприборов), применяют подшипники качения, имеющие
значительно меньшее сопротивление трения, чем цапфы с трени-
ем скольжения. Момент трения в подшипниках, применяющихся
в карданном подвесе авиагоризонта, составляет менее 0,5 гсм.
Если бы вместо такого подшипника стояла цапфа того же диа-
метра с трением скольжения, то момент трения был бы около
5 гсм, т. е. в 10 раз больше.
§ 49. Применение гироскопа
на самолете
Пилотирование самолета в слепом полете, т. е. при отсутст-
вии видимости Земли, возможно лишь при наличии приборов,
указывающих летчику положение самолета в пространстве.
Как было изложено в главе первой (стр. 6), положение
самолета в пространстве определяется тремя углами: а - угол
абсолютного продольного крена, р - угол абсолютного попе-
речного крена и у - истинный курс самолета.
Казалось бы, что для определения углов а и 3 можно вос-
пользоваться маятником (отвесом), обладающим свойством рас-
полагаться по вертикали. Однако применять для этой цели
маятник неудобно, а в некоторых случаях даже невозможно.
Полет сопровождается различными горизонтальными ускоре-
ниями, происходящими из-за нарушений равновесия самолета.
Маятник обладает определенной массой, вследствие чего возни-
кают инерционные силы, отклоняющие его от вертикали. Даже
кратковременные ускорения выводят маятник из состояния рав-
новесия и создают колебательные движения, затрудняющие от-
счет углов положения маятника относительно самолета.
358
Глава девятая. Гироскопические приборы
Для уменьшения колебания маятника существуют приспо-
собления, тормозящие движение маятника и называющиеся
успокоителями или демпферами. Но всякое торможение приво-
дит к запаздыванию отклонений маятника при быстрых накло-
нах самолета, что также неудобно для пилотирования.
Наконец, при длительно действующих силах инерции, на-
пример, при изменении скорости или направления полета, маят-
ником вовсе нельзя пользоваться для определения абсолютно-
го продольного и поперечного крена самолета.
Fn-mKta1
Фиг. 300. Силы, действующие
на самолет яри вираже.
Фиг. 301. Поведение маятника
при вираже.
Самолет, выполняющий вираж, имеет постоянное центро-
стремительное ускорение, заставляющее его двигаться по
окружности. При этом все части самолета оказывают дополни-
тельное давление на свои точки опоры за счет создающейся
центробежной силы (фиг. 300). По вертикали действует сила
тяжести тела G; по горизонтали действует центробежная сила,
направленная по радиусу от оси вращения самолета:
Fjl^mRU*,
где <и. - угловая скорость виража;
R - радиус !виража.
Заменяя угловую скорость линейной ш = -, можно выра-
R
зить центробежную силу иначе:
г,                                                                                                                     _    "                                                                                                                           I/2
г к = т/? со- = m -
R
где v - линейная скорость самолета.
mvu),
§ 49. Применение гироскопа на самолете_________   359
Центробежную силу и силу тяжести можно сложить по
правилу параллелограма. Равнодействующая сила при вира-
же не вертикальна, а отклонена от вертикали на угол В, опре-
деляющийся из соотношения ускорений (глава первая, § 1):
,     г, __   Я<1>2 __      D2     __   tJUJ
g        gяГ~~"ё~'
Для того чтобы вираж был правильным, такой угол абсо-
лютного поперечного крена должен быть у самолета при ви-
раже.
Во время виража на маятник также действует сила тяже-
сти, направленная по вертикали, и центробежная сила, на-
правленная по радиусу виража. Таким образом маятник при
вираже располагается по направлению результирующей силы
под некоторым углом Зо к вертикали (фиг. 301). Этот угол ра-
вен углу, на который наклоняется самолет при правильном
вираже, т. е.
tgP.~tgP--.-y-.
Поэтому при правильном вираже маятник не покажет лет-
чику никакого поперечного крена, несмотря на наличие абсо-
лютного поперечного крена самолета.
Направление результирующей силы, вдоль которой уста-
навливается маятник при вираже, называется кажущейся вер-
тикалью.
При неправильном вираже маятник укажет некоторый
угол
Р' = Р-Ро,
где g - угол абсолютного поперечного крена самолета.
Угол 3' между плоскостью симметрии самолета и кажу-
щейся вертикалью называется относительным поперечным кре-
ном или углом поперечного скольжения самолета при вираже.
Из всего сказанного о маятнике можно сделать следующие
выводы. При прямолинейном полете маятник указывает абсо-
лютные крены самолета, но неудобен для пилотирования из-
за своих колебаний под действием ускорений. При вираже
маятник указывает не абсолютный, а относительный попереч-
ный крен (угол скольжения) самолета.
Все недостатки маятника щ качестве указателя кренов от-
носятся в равной степени также к способу измерения истинно-
го курса самолета (угол у) при помощи магнитного компаса.
Магнитная система компаса уравновешена для компенса-
ции действия вертикальной составляющей земного магнетизма.
Наличие противовеса делает магнитную стрелку, так же как
и маятник, подверженной действию инерционных сил.
360_________Глава девятая. Гироскопические приборы___________
В результате этого возникают колебания магнитной стрел-
ки даже при прямолинейном полете. Кроме того, имеют место
ошибки при наклонах (креновая девиация) и при вираже (се-
верная поворотная ошибка). Демпфирующая жидкость компа-
са приходит во время виража во вращение и увлекает за собой
магнитную стрелку на некоторый угол. Все это затрудняет
длительное выдерживание курса по магнитному компасу при
отсутствии видимости земли {более подробно о поведении ком-
паса в полете см. § 24).
Изложенные недостатки в способах определения углов а,
3 и у привели к необходимости иметь приборы для слепого по-
лета, построенные на ином принципе, который обеспечивает
безинерционность показаний этих приборов. Такими свойства-
ми обладает гироскоп, являющийся основным чувствительным
элементом приборов слепого полета.
§ 50. Гироскоп и его свойства
Понятие о гироскопе. Массивный маховик (ротор),
приведенный в быстрое вращение вокруг своей оси симметрии,
обладает свойствами, отличными от свойств неподвижного ма-
ховика. Эти новые свойства проявляются только в том случае,
если ось вращения маховика имеет возможность поворачивать-
ся в пространстве, т. е. если маховик имеет более чем одну
степень свободы.
Устройство, IB котором маховик (ротор), имеющий более
одной степени свободы, быстро вращается вокруг своей оси
симметрии, называется гироскопом.
Гироскоп может иметь две или три степени свободы, в за-
симости от того, как устроен подвес ротора. Если ротор поме-
щен в карданном подвесе (фиг. 302), то гироскоп имеет три
степени свободы, так как ротор имеет возможность поворачи-
ваться вокруг трех взаимно перпендикулярных осей UU, VV
и WW.
Ось вращения ротора UU называется главной осью ги-
роскопа.
Карданный подвес позволяет главной оси гироскопа иметь
любое направление в пространстве. Если закрепить внешнюю
рамку карданного подвеса, то главная ось гироскопа может по-
ворачиваться только вокруг оси VV и иметь, следовательно,
любое направление уже не в пространстве, а в плоскости, пер-
пендикулярной этой оси.
Гироскоп, который, кроме вращения вокруг главной оси,
может поворачиваться также вокруг одной из дополнительных
осей, называется гироскопом с двумя степенями свободы. Ги-
роскопы с двумя и тремя степенями свободы нашли разнооб-
§ 50. Гироскоп и его свойства
361
разное применение в технике."Благодаря их особым свойствам
они широко используются для авиационных приборов, указы-
вающих положение самолета в пространстве.
Гироскоп с тремя степенями свободы. Основ-
ное отличие гироскопа с тремя степенями свободы от невра-
щающегося тела, помещенного на оси, заключается в поведе-
Фиг. 302. Гироскоп с тремя
степенями свободы.
(/_ вращение
\ ftmif
6
^ чл I/ -v   ~~-л! ^:.      .
НаораИлеже
JA прецессии
4*m^mmf
^ ^
V Дейсгп1ае<
cajibif
Фиг. 303. Прецессия гироскопа
с тремя степенями свободы.
нии гироскопа под действием приложенных   к  нему  внешних
сил.
Как известно из механики, сила F, приложенная на рас-
стоянии R от оси вращения тела, поворачивает это тело по на-
правлению действия силы с угловым ускорением, равным
М
S---_____
--                                                                                             •
где М - момент силы, равный M - FR;
1 - момент инерции тела относительно оси вращения.
При этом угловая скорость вращения тела непрерывно уве-
личивается до тех пор, пока действует сила. Если отсутствуют
силы трения, то после прекращения действия силы тело про-
должает вращаться с постоянной угловой скоростью, равной
М_
Т
СО:
:?/?=.
-t,
где t - продолжительность действия силы.
Если момент силы и угловую скорость изобразить в виде
векторов, то в данном случае они будут иметь одно и то же
направление.
362
Глава девятая. Гироскопические приборы
Совершенно иначе ведет себя гироскоп с тремя степенями
свободы.
Допустим, что ротору гироскопа сообщена некоторая угло-
вая скорость
0 =
2пп
~боГ
? = •
где п - число оборотов ротора в минуту.
Приложим к внутренней рамке гироскопа некоторую си-
лу F, действующую перпендикулярно главной оси ротора на
расстоянии R от центра карданного подвеса (фиг. 303).
Если бы ротор не вращался, то под действием этой силы
внутренняя рамка вместе с ротором повернулась бы вокруг
оси VV с угловым ускорением
М_
"->'
где /^-момент инерции рамки и ротора относительно оси VV.
Но гироскоп под действием этой силы ведет себя на первый
взгляд несколько неожиданно: главная ось гироскопа повора-
чивается с постоянной угловой скоростью вместе с рамками
вокруг оси WW, т. е. под пря-
мым углом к линии действия
силы.
Для объяснения этого явления
выведем уравнение1 для угловой ско-
рости прецессии гироскопа, предпо-
ложив, что рогор представляет собой
плоский диск (фиг. 304) с главным
моментом инерции /о, вращающийся
с угловой скоростью Q вокруг оси
UU (главный момент инерции диска
/о-это момент инерции диска отно-
сительно главной оси его враще-
ния UU).
Допустим, что к диску приложен
момент внешней силы, действующей
вокруг вертикальной оси W W. По
закону динамики диск стремится под
действием момента М вращаться во-
круг оси WW с угловым ускоре-
Фиг. 304. К выводу уравнения нием, равным
прецессии гироскопа.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                М
W
/V
и
а^и
где /иг -момент инерции диска относительно оси  WW,  так  называемый
полярный момент инерции.
1 Приводимый ниже метод вывода угловой скорости прецессии гиро-
скопа является приближенным.
§ 50. Гироскоп и его свойства                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                    363
Из механики известно, что полярный момент инерции диска равен 1/а
главного момента инерции, следовательно,
/г = 0,5 г}>
откуда
_2ЛГ
г = 70 •
Под действием момента М за бесконечно малый промежуток времени Д/
диск должен набрать угловую скорость Дс" -sA?; средняя скорость диска
вокруг оси WW за тот же промежуток времени составит
До>     М      М
До/ = ---=?--- = ---  М.
2       2      /0
Складывая по правилу параллелограма вектор угловой скорости
главного вращения Q с вектором средней угловой скорости диска Дш' вокруг
оси WW, получаем результирующий вектор -!'.
Из фиг. 304 видно, что за время Д/ ось вращения диска повернулась
на угол Д~, причем поворот произошел вокруг оси VV, перпендикулярной
оси WW, вокруг которой действует момент М.
Угловая скорость этого движения равна
Ду
"пр = - -
Подставляя в это выражение значение Ду, равное
До/     М (
A" = tg(Vj) = - =-Д^,
bv ''     P.      /0<>
получим окончательное выражение для угловой скорости движения  гиро
скопа вокруг оси W
М
^ = 70"^'
Это движение гироскопа называется прецессионным дви-
жением, или прецессией.
Произведение /0-- называется моментом количества движе-
ния, или кинетическим моментом гироскопа.
Закон прецессии гироскопа гласит: под действием момента
внешней силы М гироскоп поворачивается так, что вектор глав-
ного вращения Q двигается по кратчайшему пути к вектору
момента М, как бы стремись совпасть с ним. Отсюда следует,
что прецессионное движение гироскопа происходит вокруг оси,
перпендикулярной плоскости, в которой лежат векторы S и М
(в рассматриваемом на фиг. 304 случае вокруг оси VV).
Направление прецессии можно определить, применяя так-
же другие правила, из которых одно приводим.
Если изобразить внешнюю силу в виде вектора, приложен
ного к концу оси гироскопа, то направление прецессии укажет
364
Глава девятая. Гироскопические приборы
&
,*1
Фиг. 305. Правило
прецессии гироскопа.
тот же вектор, повернутый вокруг оси ротора на 90° по направ-
лению вращения ротора (фиг. 305).
Направление прецессии, как мы видим, зависит от направ-
ления вращения ротора. Если переменить вращение 'ротора на
обратное, то прецессия гироскопа будет происходить также в
обратную сторону. Прецессия гироскопа прекращается одно-
временно с прекращением действия силы.
Рассмотрим некоторые частные
случаи прецессии, для чего обратимся
снова к ф'иг. 303.
Если к внутренней рамке гироскоь
па подвешен груз F, создающий мо-
мент M-F-R, действующий вокруг
оси VV, то прецессия гироскопа бу-
дет происходить вокруг оси внешней
рамки WW.
Если трение в подшипниках отсут-
ствует, то оси UU и WW остаются
взаимно перпендикулярными, и пре-
цессия гироскопа вокруг оси WW бу-
дет непрерывной. При наличии сил трения в подшипниках
оси WW эти силы вызовут дополнительную 'прецессию гиро-
скопа вокруг оси VV, в результате чего внутренняя рамка бу-
дет поворачиваться относительно внешней рамки ("заваливать-
ся"). При этом главная ось вращения UU приближается к
оси WW, и в момент совпадения их гироскоп теряет свои свой-
ства, так как исчезает одна степень свободы.
Если на гироскоп не действуют никакие внешние силы, то
главная ось гироскопа остается неподвижной в пространстве.
Гироскоп с тремя степенями свободы, на который не действуют
внешние силы, называется свободным гироскопом.
Для того чтобы на гироскоп не действовали внешние силы,
необходимо, чтобы центр тяжести гироскопа находился в точ-
ке пересечения осей карданного подвеса, а трение в подшипни-
ках карданного подвеса равнялось нулю.
Из сказанного вытекает основное свойство свободного гиро-
скопа: свободный гироскоп стремится сохранять неизменным
направление.своей главной оси з пространстве.
Для наглядности сравним поведение гироскопа и поведение
невращающегося тела таких же размеров под действием внеш-
ней силы.
На фиг. 30б,а изображен невращаюшийся латунный махо-
вик, установленный в карданном подвесе1. Если на расстоянии
5 см от центра подвеса приложить к оси этого маховика силу
На фиг. 306 маховик условно изображен без кардана.
$ 50. Гироскоп и его свойства
366
0,2 г, то маховик начнет поворачиваться в направлении дей-
ствия силы с возрастающей угловой скоростью, причем чеоез
1 сек. он повернется на угол 25° (подразумевается, что тре-
ние в опорах карданного подвеса отсутствует).
Но если этот же маховик заставить быстро вращаться во-
круг своей оси симметрии (фиг. 306,6), то приложение той же
силы вызовет прецессию гироскопа с постоянной угловой ско-
ростью в горизонтальной пло-
скости (под прямым углом к
направлению движения невра-
щающегося маховика). При ско-
рости вращения маховика 10000
об/мин он под действием этой си-
лы отклонится за 1 сек. только
на 729°, т. е. на угол, в 700 раз
меньший, чем в предыдущем слу-
чае.
Из этого примера видно, что
гироскоп значительно труднее
вывести из первоначального по-
ложения, чем невращающееся
тело; это явление называют
устойчивостью гироскопа.
Устойчивость гироскопа, поз-
воляет применять для авиацион-
ных приборов гироскопы срав- Фш, 306. Невращающийся маховик
нительно небольших габаритов,
но с большим числом оборотов
(12000-15000 об/мин и выше).
Подведем итоги сказанному.
1.                            Угловая скорость прецессии гироскопа   не   зависит   от
длительности действия силы.
2.                            Прецессия гироскопа происходит   под   прямым   углом к
лянич действия силы; направление   прецессии   зависит от на-
правления вращения ротора.
3.                            Чем больше сила и плечо<, на котором   она   приложена,
тем быстрее прецессия гироскопа.
4.                                 Чем больше угловая скорость главного вращения рото-
ра, тем медленнее прецессия гироскопа.
5.                          Чем больше момент инерции ротора, тем медленнее пре-
цессия гироскопа и, следовательно, тем больше   его   устой-
чивость.
Момент же инерции оотора тем больше, чем больше раз-
меры ротора, чем дальше от центра распределена iMacca ро-
тора и чем больше удельный вес материала, из которого сде-
лан ротор.
и гироскоп:
-нсвращающийся маховик, б-гироскоп.
366
Глава девятая. Гироскопические приборы
Кажущееся движение свободного гироско-
я а. Свойство свободного гироскопа сохранять неизменное на-
правление в пространстве позволяет наблюдать вращение
Земли при помощи гироскопа.
Допустим, что нам удалось осуществить идеальный свобод-
ный гироскоп, т. е. освободить его от действия всех внешних
сил.
Поместим такой гироскоп на некоторой широте <р северно-
го полушария так, чтобы его главная ось UU была направлена
вдоль полуденной линии (фиг. 307,а).
Ь-
Фиг. 307. Кажущееся движение свободного гироскопа.
Так как направление главной оси гироскопа неизменно, а
плоскость меридиана поворачивается в пространстве, то с те-
чением времени между осью гироскопа и плоскостью меридиа-
на будет появляться все больший угол (фиг. 307,6). Через
6 час. Земля повернется на 90°, а плоскость меридиана повер-
нется относительно оси гироскопа на угол, равный широте
места 9 (см. фиг. 307,е). Далее этот угол начнет уменьшаться.
Через 12 час. Земля повернется на 180°, а угол между плоско-
стью .меридиана и осью гироскопа будет снова равен нулю
(см. фиг. 307,г). Затем угол между плоскостью меридиана и
осью гироскопа опять будет увеличиваться до величины угла
9, и в конце полного оборота Земли ось гироскопа снова сов-
падет с полуденной линией.
Наблюдателю, находящемуся на Земле, будет казаться, что
гироскоп непрерывно поворачивается, отклоняясь от плоскости
магнитного меридиана сначала вправо на угол ?, а затем
влево на тот же угол.
Кроме поворота оси гироскопа относительно плоскости ме-
ридиана, наблюдатель увидит также 'кажущееся движение оси
§ 50. Гироскоп и его свойства
367
гироскопа относительно плоскости горизонта. При повороте
Земли на 90° угол между осью гироскопа и плоскостью гори-
зонта будет равен широте места <р; при повороте Земли на 180°
этот угол увеличится до 2?, а затем начнет уменьшаться, до-
ходя до нуля при полном обороте Земли.
Таким образом наблюдатель, находящийся возле гироско-
па, увидит, что ось гироскопа описала полный конус за один
оборот Земли. Ось этого конуса
параллельна оси вращения Земли,
а угол при вершине равен двойной ши-
роте места. В действительности ось
гироскопа не движется, а сохраняет
первоначальное положение относитель-
но земной оси. Кажущееся движение
оси гироскопа объясняется вращени-
ем Земли, вместе с которой поворачи-
вается в пространстве и наблюдатель.
Если ось гироскопа установить не
вдоль полуденной линии, а параллель-
но оси вращения Земли, то кажущего-
ся движения гироскопа не будет.
Угловые скорости кажущегося движения
гироскопа вокруг его осей VV и WW можно
определить для любого положения гироскопа,
если разложить вектор угловой скорости вра-
щения Земли на два вектора-вдоль вертикали
и вдоль полуденной линии (фиг. 308).
Первая составляющая o>j = ш sin cp представляет собой угловую скорость
вращения плоскости меридиана вокруг вертикали в данной точке Земли.
Вторая составляющая u>2=<ocos<p равна угловой скорости вращения
плоскости горизонта вокруг полуденной линии.
Угловая скорость кажущегося движения гироскопа относительно-
оси W равна проекции вектора о>2 на ось W (фиг. 309):
о)у=ш3 sin Y=W cos tp sin f,
где -/ - угол между осью гироскопа и плоскостью меридиана.
Вектор со, не оказывает влияния на кажущееся движение гироскопа
вокруг оси VV, так как последняя перпендикулярна вертикали, и, следо-
вательно, проекция вектора "ц на ось VV равна нулю.
Для определения угловой скорости кажущегося движения гироскопа
относительно оси WW необходимо спроектировать на ось WW оба со-
ставляющих сектора земного вращения ш} и со, (фиг. 310). При этом для
определения проекции вектора со2 на ось WW достаточно пользоваться его со-
ставляю.цей о>2 cos 7- так как другая составляющая <1)25'ПТ направлена вдоль
оси VV (см. фиг. 309), и, следовательно, ее проекция на ось WW равна
нулю.
По фиг. 310 угловая скорость кажущегося движения гироскопа вокруг
Фиг. 308. Разложение
угловой скорости вращения
Земли  на составляющие.
его оси WW определяется как
ось WW:
разность проекций   векторов и>1   и   "а  на
u>w=u>i cos а - ш2 cos f sin а = ш sin f COS а - о) cos <f cos f sin a =
=ш (sin to cos а - cos 9 cos f sin a).
368
Глава девятая. Гироскопические приборы
Подведем итог сказанному.
Свободный гироскоп, установленный в любом месте земно-
го шара под произвольным углом к земной оси, имеет непре-
рывное кажущееся движение (для наблюдателя на Земле).
При этом угол между осью гироскопа и земной осью постоя-
нен, так как ось гироскопа сохраняет неизменное направление
в пространстве. Скорость кажущегося движения гироскопа
л,   / I
t'ud сверху
ча плоскость \        \^
'пЕитнтп      '                                                                                                        \
Фиг. 309.  Определение угловой
скорости кажущегося движения
гироскопа вокруг оси VV.
Горизонт
^T^^?*f^vr^^^~^^r/fw
Фиг. 310. Определение угловой
скорости кажущегося движения
гироскопа вокруг осиМ/И/.
вокруг осей VV и WW зависит от широты местности и от по-
ложения оси гироскопа пб отношению к земной оси.
Гироскоп с направляющей силой. Если поме-
стить свободный гироскоп на самолете, то при всевозможных
поворотах самолета ось гироскопа будет сохранять первона-
чальное направление в пространстве.
Однако воспользоваться таким гироскопом для определе-
ния положения самолета относительно плоскости горизонта и
плоскости меридиана не представляется возможным по двум
причинам: во-первых, свободный гироскоп сохраняет неизмен-
ное направление своей оси вращения по отношению к миро-
вому пространству, но не по отношению к Земле, и, следова-
тельно, положение оси гироскопа относительно плоскости го-
ризонта и плоскости меридиана изменяется с течением времени;
во-вторых, практически невозможно осуществить идеальный
свободный гироскоп, т. е. полностью устранить трение в под-
шипниках и добиться точного совпадения центра тяжести с
_________      § 50. Гироскоп и его свойства____________369
точкой пересечения осей карданного подвеса. Всегда будет не-
который момент трения и некоторый момент силы тяжести
вследствие несбалансированности гироскопа, которые являют-
ся моментами внешних сил по отношению к гироскопу и вызы-
вают его прецессию, изменяющую направление его оси в про-
странстве. Если вращение Земли можно учесть и ввести на не-
го поправку, то прецессию под действием указанных моментов
учесть невозможно, так как причины, ее вызывающие, непо-
стоянны, в особенности трение в подшипниках.
Из приведенных соображений ясно, что гироскоп, предна-
значенный для определения положения самолета, должен быть
постоянно ориентирован по определенному направлению, не-
изменному по отношению к Земле. За это направление можно
принять, например, одно из направлений, относительно кото-
рых отсчитываются углы а, 3 и у. т. е. истинную вертикаль
чли истинный меридиан.
В первом случае плоскость вращения гироскопа будет па-
раллельна плоскости горизонта, что позволит определить углы
продольного и поперечного кренов самолета аи р. Во втором
случае угол между главной осью гироскопа НИ и плоскостью
симметрии самолета будет истинным курсом у.
В связи с этим существуют два основных способа располо-
жения оси гироскопа с тремя степенями свободы.
В первом случае главная ось гироскопа ориентирована по
вертикали. Такое расположение принято в приборе, измеряю-
щем углы а и р, и называемом авиагоризонтом.
Во втором случае ось гироскопа UU ориентирована по по-
луденной линии или по магнитному меридиану. Ориентировка
по полуденной линии осуществлена в морском гирокомпасе,
измеряющем истинный курс корабля. Ориентировка по маг-
нитному меридиану принята в приборе, измеряющем магнитный
курс у (А, и называемом гиромагнитным компасом. Зная магнит-
ный курс у ц, можно определить истинный курс у. Это делают,
вводя поправки на магнитное склонение.
Механизм, который служит для того, чтобы привести ось
гироскопа к определенному направлению и удержать ее в
этом направлении, называется коррекцией.
Для того чтобы осуществить коррекцию гироскопа, поме-
щенного на каком-либо подвижном объекте, например, на са-
молете, необходимо иметь чувствительный элемент, самоуста-
навливающийся по выбранному направлению независимо от
положения самолета. Таким чувствительным элементом в авиа-
горизонте является маятник, а в гиромагнитном компасе -
магнитная стрелка.
Однако наличия чувствительного элемента недостаточно
для того, чтобы удержать гироскоп в выбранном направлении.
-4 Приборы на самолете
370
Глава девятая. Гироскопические приборы
Например, если гироскоп непосредственно скрепить с маятни-
ком (фиг. 311), то при отклонении его на некоторый угол от
вертикали сила тяжести будет стремиться повернуть гироскоп
обратно к вертикали. Но по правилу прецессии точка приложе-
ния силы тяжести начнет двигаться под прямым углом к на-
правлению силы тяжести и будет описывать конус, не прибли-
жаясь к вертикали. При движении гироскопа по конусу в кар-
данном подвесе гироскопа возникают силы трения, направлен-
ные навстречу движению. Момент этих сил действует вокруг
оси конуса, т. е. вокруг вертикали, и вы-
зывает добавочную прецессию гироскопа
по направлению к вертикали.
Таким образом при наличии сил тре-
рия гироскопический маятник имеет два
движения: движение по конусу под дей-
ствием силы тяжести и движение по на-
правлению к вертикали под действием
сил трения. В результате гироскоп бу-
дет описывать затухающую спираль, по-
степенно приближаясь к вертикали.
Для того чтобы заставить гироскоп с
тремя степенями свободы двигаться в
определенном направлении, необходимо
приложить к нему силу, действующую
перпендикулярно этому направлению, до тех пор пока ось ги-
роскопа не совпадет с выбранным направлением, после чего
сила должна перестать действовать. Такая сила называется
направляющей, или восстанавливающей силой.
Механизм коррекции гироскопа служит для создания на-
правляющей силы. Воздействие этой силы на гироскоп непо-
средственно зависит от изменений угла между главной осью
гироскопа и направлением чувствительного элемента коррек-
ции (маятника или магнитной стрелки). Следует отметить,
что чувствительный элемент, управляя восстанавливающей
силой в авиагоризонте и гиромагнитном компасе, остается в
то же время свободным, т. е. не испытывает обратного воз-
действия со стороны гироскопа.
Момент направляющей силы относительно оси вращения
называется корректирующим моментом. Величина корректи-
рующего момента должна быть достаточной для преодоления
сил трения в подшипниках карданного подвеса.
Исходя из этого условия, можно написать, что корректирую-
щий момент должен быть равен
_ _прецеесии     .,-
Фиг. 311. Гироскопиче-
ский маятник.
М > k • m.
тр>
где тгатр-момент трения;
k - некоторый коэфициент запаса.
_____________§ 50. Гироскоп и его свойства___________   371
Для надежной работы прибора коэфициент запаса k должен
быть выбран не меньше 3-5 на случай возможного повышения
трения в подшипниках и нарушения балансировки при эксплоа-
тации прибора.
В то же время слишком большой корректирующий момент
может вызвать недопустимую скорость прецессии гироскопа.
Скорость прецессии должна быть ограничена потому, что чув-
ствительный элемент коррекции (маятник, магнитная стрелка)
подвержен влиянию горизонтальных ускорений, в особенности
длительных. Длительные ускорения вызывают установку чув-
ствительного элемента по ложному направлению, и при большой
скорости прецессии гироскопа последний успевает значительно
отклониться от своего направления за время действия ускоре-
ния. Наибольшее отклонение гироскопа получается при виражах
самолета; в прямолинейном полете при кратковременных уско-
рениях отклонение гироскопа практически незначительно.
Существует некоторая предельная скорость прецессии
О)
доп>
величина которой установлена расчетом и опытом   из условия
допустимой ошибки прибора на вираже.
Обычно в авиационных гироскопических приборах предель-
ная скорость прецессии составляет 0,001-^0,005 1/сек. Исходя
из этого условия, можно написать второе соотношение для
момента направляющей силы
-И -/я-р<Я-<в,о"
или
М</2содоп + ягтр.
Объединяя это неравенство с неравенством, выведенным из
условия получения запаса корректирующего момента, получим
№<*>Aoa + ntlp>M>kmTf.
Это соотношение позволяет выбрать оптимальные параметры
прибора: момент инерции ротора, число оборотов ротора и
величину корректирующего момента.
Пример   расчета
Дано: момент трения в подшипниках карданного подвеса "тр = 1 гсм\
," (tm)                                                                                                                                                                 1п   2(tm)      2я ' 19000
скорость вращения ротора я = 19000 об/мин   2=---=-------- ~
\      60                                                                                                                                                                 60
= 2000 1/сек.).
Требуется определить необходимый момент инерции ротора.
Задаемся коэфициентом запаса А =5 и определяем необходимый коррек-
тирующий момент:
М - ftmTp = 5 ?см.
24*
372
Глава девятая. Гироскопические приборы
Берем предельную скорость  прецессии <вдоп = 0,002 1/сек.  и  опреде-
ляем необходимый момент инерции ротора:
откуда
/Qa/+"Tp = M,
Ж - 7ПТР         5-1
/ =-----2- -.= --------=1 г см сек2.
Qa>         2000 • 0,002
На основании сказанного выше можно сделать следующие
выводы.
1. Для надежной работы прибора направляющая сила не
должна быть слишком малой; но она не должна также вызы-
V
W
' АйиЛение
аоо SeucmSueti
awbi f     w
a
и
и
•^Прецессия
вслрЗстоие поворота
Sekfys оси Ww
W
б
Фиг. .312. Гироскоп с двумя степенями свободы.
вать погрешностей больше допустимых при   воздействии дли-
тельных ускорений (на вираже).
2.                           Увеличение   кинетического   момента   гироскопа   способ-
ствует допустимому увеличению направляющей силы и тем са-
мым повышает надежность и точность работы прибора.
3.                           Уменьшение трения в подшипниках и тщательность ба-
лансировки гироскопа увеличивают надежность работы прибора
и точность его работы.
Гироскоп с двумя степенями свободы. Свой-
ства гироскопа с двумя степенями свободы отличаются от
свойств гироскопа с тремя степенями свободы.
Если приложить к гироскопу с двумя степенями свободы
момент внешней силы F, действующей вокруг оси VV
(фиг. 312,а), то никакого прецессионного движения не возник-
нет, так как вокруг оси WW не существует свободы вращения.
Под действием такого момента ротор вместе с рамкой будет
§ SO. Гироскоп и его свойства
373
поворачиваться вокруг оси  VV так же, как и невращающееся
тело, с ускорением, равным
М
где М - момент силы, действующей вокруг оси V V;
1у-мо-мент инерции гироскопа относительно оси У У-
Но если поворачивать гироскоп в пространстве вокруг
оси WW, то появится прецессионное движение гироскопа вокруг
оси VV (фиг. 312,6).
Направление этого движения определяется следующим пра-
вилом. Если гироскоп с двумя степенями свободы вращать во-
круг оси WW с угловой скоростью ">, то он поворачивается во-
круг оси W так, что вектор главного вращения Q движется
по кратчайшему пути к вектору ">, как бы стремясь совпасть
с ним.
Прецессия гироскопа с двумя степенями свободы происходит
очень быстро и не с постоянной скоростью, а с угловым ускоре-
нием, пропорциональным угловой скорости вращения ш.
Поведение гироскопа при этом аналогично поведению невра-
щающегося тела, на которое действует некоторый момент во-
круг оси VV-. Этот момент называется гироскопическим момен-
том и равен
К- /2ы г см,
где / -- главный момент инерции гироскопа, г см сек2;
S - угловая скорость главного вращения, 1/сек;
<о - угловая скорость вращения вокруг оси WW, 1/сек.
Гироскопический момент действует
до тех пор, пока гироскоп вращается во-
круг оси WW.
Если угол между осью поворота и
главной осью не равен 90°, то вектор
угловой скорости вращения можно раз-
ложить на две составляющие вдоль
осей UU и WW (фиг. 313).
Гироскопический момент создается
составляющей, направленной по оси WW,
и равен
A'=/Qwcos0,
/
f/
где в - угол между осью гироскопа WW
и осью вращения.
Фиг. 313. Разложение
угловой скорости пово-
рота по осям гироскопа.
374_________Глава девятая. Гироскопические приборы___________
По мере приближения оси гироскопа UU к оси поворота
угол 0 стремится к 90°, гироскопический момент падает и де-
лается равным нулю при совпадении этих осей.
Подведем итог сказанному.
1.                            При повороте гироскопа с двумя степенями свободы во-
круг некоторой оси, не совпадающей с плоскостью UV, в кото-
рой расположены его оси вращения, возникает гироскопический
момент, действующий вокруг оси VV. Под действием этого мо-
мента ось ротора поворачивается по кратчайшему направлению
таким образом, что вращение ротора совпадает с искусствен-
ным поворотом гироскопа.
2.                             Гироскопический момент тем больше, чем больше момент
инерции ротора, глазная скорость его вращения, скорость пово-
рота и угол между осью этого поворота и плоскостью UV.
§ 51. Указатель поворота и указатель скольжения
Назначение. Прибор указывает летчику наличие вра-
щения самолета вокруг вертикальной оси и наличие поперечно-
го скольжения самолета.
На шкале прибора (фиг. 314) нанесены три индекса: нулевой
индекс по средине шкалы и дза по бокам под углом 30°. Стрел-
ка указателя поворота находится против нулевого индекса при
прямолинейном полете и отклоняется вправо или влево при со-
ответственном повороте самолета; при этом отклонение стрел-
ки тем больше, чем больше угловая скорость поворота само-
лета. Указатель поворота в сочетании с магнитным компасом
повышает точность пилотирования по прямой, так как стрелка
указателя поворота быстрее и точнее реагирует на отклонения
самолета от прямой, чем магнитный компас.
На лицевой части прибора смонтирован указатель скольже-
ния (креноскоп), индексом которого является шарик, переме-
щающийся внутри стеклянной трубки. Отклонение шарика
вправо или влево от середины трубки при прямом полете и при
вираже указывает на наличие соответствующего скольжения
самолета.
Если при вираже отклонение шарика совпадает с направле-
нием виража, то самолет имеет внутреннее скольжение. Если
отклонение шарика противоположно направлению виража, то
скольжение наружное. Отклонение шарика влево при правом
вираже указывает на наружное скольжение. При правильном
вираже шарик не отклоняется ни вправо, ни влево.
Комбинация указателя поворота с указателем скольжения
позволяет выполнять правильный вираж с определенной ско-
ростью разворота.
Принцип действия указателя п о в о р о т а. Дей-
ствие указателя поворота основано на использовании свойств
§ 51. Указатель поворота и указатель скольжения                                                                                                                                                                375
Прямой полет
СНолаюппю на
левое КРЫЛО
без сколаЬяния
Левый Bupcnk
СНолаМниена
правое НРЫЛО
без атлыКения
Правый вирсак
Внешнее
сКольЖение
без енгинЖения
Внутреннее
сНальМенчв
Фиг. 314. Показания указателя поворота при различных
случаях полета.
,w
Фиг. 315. Принципиальная схема указателя поворота:
/-ротор, 2-рамка, 3-стрелка, t-пружина, 5-демпфер.
376__________Глава девятая. Гироскопические приборы___________
гироскопа с двумя степенями свободы. Гироскоп устанавли-
вается на самолете в таком положении, что его оси горизон-
тальны, причем главная ось гироскопа UU совпадает по направ-
лению с поперечной осью самолета ZZ, а ось вращения рам-
ки VV совпадает с продольной осью самолета XX (фиг. 315).
При отсутствии поворота самолета вокруг оси YY пружина 4,
связанная с корпусом прибора, устанавливает ось ротора UU
параллельно поперечной оси самолета, чему соответствует нуле-
вое положение стрелки.
Повороты самолета вокруг осей XX и ZZ не вызывают пре-
цессии гироскопа, так как эти оси совпадают с плоскостью UV
гироскопа. Поэтому при продольных и поперечных кренах само-
лета стрелка указателя поворота остается на нуле.
Поворот самолета вокруг оси YY вызывает появление гиро-
скопического момента, поворачивающего гироскоп вокруг его
оси VIA Но при этом пружина 4 также создает момент вокруг
оси W направленный в обратную сторону и пропорциональный
отклонению оси гироскопа от нулевого положения. При некото-
ром угле поворота гироскопа вокруг оси VV гироскопический
момент уравновесится моментом силы пружины. Это равнове-
сие можно выразить следующим равенством:
MUV = K,
где  Мпу •-момент силы пружины;
' К - гироскопический момент.
Момент силы пружины пропорционален натяжению пружи-
ны и углу поворота рамки:
Л-"р = СЗ,
где С -• момент силы пружины на 1° поворота рамки;
S - угол поворота рамки вокруг оси   W.
Известно-, что гироскопический момент равен
К= /2<° cos в,
где / - главный момент инерции гироскопа;
Q - угловая скорость вращения ротора;
ш - угловая скорость поворота самолета;
(c) - угол между осью вращения самолета и осью WW гиро-
скопа.
Если самолет делает вираж с креном 3 (фиг. 316), то
0 = 5-3.
Тогда угол поворота рамки гироскопа, соответствующий поло-
жению равновесия, определится из соотношения
C3 = /Qwcos(§ - P).
§ St. Указатель поворота и указатель скольжения
377
Формулу можно упростить, имея в виду,   что угол наклона
рамки практически невелик (не свыше 15°); тогда
cos (3 - р) = cos о cos ($ -f- sin 3 sin P = cos 3.
(Принимаем cosS^ 1 и пренебрегаем произведением sin3sin В).
Решая уравнение относительно утла поворота рамки гиро-
скопа, получим
"    IQu        0
8-=- cos р.
О)
Фиг. 316. Наклон рамки указателя поворота при вираже.
Косинус угла можно выразить через тангенс
1
COS В =
Vl+tg-P
Для правильного виража tg 3 можно заменить   отношением
действующих ускорений; тогда получим
1
cos в =
/
1+|^"
Таким образом для правильного виража получаем угол на-
клона рамки указателя поворота, равный
/Qo>
/-
378      _______Глава девятая. Гироскопические приборы___________
Из этой формулы можно сделать следующие выводы.
Угол наклона рамки гироскопа относительно вертикальной
оси самолета пропорционален кинетическому моменту гироско-
па, т. е. моменту инерции ротора и числу его оборотов, и обрат-
но пропорционален упругости пружины.
Если угловая скорость ротора (т. е. число его оборотов) по-
стоянна, то для некоторой линейной скорости самолета угол
поворота рамки будет зависеть только от угловой скорости <в,
и можно тарировать шкалу прибора в зависимости от угловой
скорости поворота самолета. При изменении числа оборотов
ротора и линейной скорости самолета эта тарировка будет нару-
шаться (поэтому указатель поворота не имеет цифровых деле-
ний).
Поскольку при правильном вираже угловая скорость нахо-
дится в определенном соотношении с поперечным креном само-
лета р, то указателем поворота можно пользоваться также для
косвенного определения поперечного крена.
Действительно, если в формуле, определяющей угол 3, заме-
ним угловую скорость ее значением
W=-J--gp,
то получим следующее выражение для угла о:
"      Л2ш                                                                                                                              D    /Q    g                                                                                                                                                                                              ...       /Q    g
S~ -c- cos?=- -?- tg?cosp= - -?-sinp.
Из этой формулы видно, что S пропорционально sin p при
условии, если 9 = const и v - const.
Демпфер в указателе поворота предназначен для успокое-
ния колебаний стрелки. Если бы не было демпфера, то в случае
малейшего рыскания самолета на курсе колебания стрелки были
бы настолько велики, что невозможно было бы пилотировать
самолет по указателю поворота.
Принцип демпфирования заключается в том. что рамка гиро-
скопа передвигает поршень в цилиндре с капиллярным отвер-
стием. При резких поворотах рамки воздух не успевает прохо-
дить через капиллярное отверстие демпфера, вследствие чего
возникает тормозящая сила, ограничивающая колебания рамки
гироскопа и связанной с ней стрелки.
Принцип  действия  указателя   скольжения.
Указатель   скольжения    основан    на    принципе    маятника
(фиг. 317,а). Внутри стеклянной трубки, изогнутой по радиусу R,
помещен шарик, свободно передвигающийся вдоль трубки. По-
§ 51. Указатель поворота и указатель скольжения
379
ведение шарика аналогично поведению   маятника   длиной R
и массой:
G
т~-т>
где G - вес шарика;
g - ускорение силы тяжести.
При наклонах стеклянной трубки шарик стремится занять
в ней наиболее низкое положение, благодаря чему линия, со-
единяющая центр тяжести шарика с центром изгиба трубки,
совпадает с направлением вертикали (ом. фиг. 317,6).
тиа)
Фиг. 317. Схема работы указателя 'Скольжения.
При вираже эта линия совпадает с направлением кажущей-
ся вертикали, так как на шарик при этом, кроме силы веса
G = mg, действует центробежная сила FR- WW>(CM. фиг. 317,0).
Если обозначить смещение шарика от середины трубки че-
рез S, то при угле скольжения J3' смещение шарика будет равно
О __   2п/?    пг
~~~зб(Г р'
где р/ - угол скольжения, выраженный в градусах.
Отсюда можно сделать следующие выводы.
1.                           Смещение шарика от середины трубки пропорционально
углу скольжения самолета.
2.                         Чем больше радиус изгиба трубки, тем больше смещение
шарика; поэтому для   тяжелых   самолетов,   имеющих малое
скольжение, предпочтительнее применять указатель скольжения
с большим радиусом изгиба трубки.
380_________Глава девятая. Гироскопические приборы___________
Для успокоения колебаний шарика, которые могут возник-
нуть при кратковременных ускорениях, трубка заполнена демп-
фирующей жидкостью, тормозящей движение шарика внутри
трубки. Демпфирование шарика тем сильнее, чем меньше зазор
между шариком и внутренней стенкой трубки; для легких
самолетов предпочтительнее иметь более сильное демпфиро-
вание.
Конструкция указателя пов'орота и указа-
теля скольжения. Ротор 11 указателя поворота (фиг. 318)
представляет собой латунный диск, iMacca которого распреде-
лена по его ободу. Момент инерции ротора 1x0,5 г см сек2. Для
приведения ротора во вращение на его ободе выфрезерованы
лунки, в которые ударяет струя воздуха. Число оборотов ротора
6000-8000 в минуту.
Ротор вращается внутри рамки 12 на двух радиально-улор-
ных шариковых подшипниках 9, устроенных следующим обра-
зом. В ступицу ротора с двух сторон запрессованы стальные
полированные кольца; в каждое из них уложено пять шариков,
опирающихся на центральный шарик того же диаметра. Цен-
тральные шарики заложены во внутренние конусы центров 10,
ввернутых в рамку с двух сторон. Люфт в подшипниках ротора
регулируют, подтягивая центры, а затем законтривают их за-
жимными винтами 13.
Рамка 12 изготовляется из алюминиевого литья. Под дей-
ствием гироскопического момента рамка вместе с ротором по-
ворачивается внутри корпуса вокруг оси VV, перпендикуляр-
ной оси ротора. Это вращение достигается при помощи двух
других шариковых подшипников 14 той же конструкции, распо-
ложенных в рамке перпендикулярно опорам ротора.
На рамке укреплен диск 16 с верхним и нижним пальцами.
Верхний палец 17 связан жестким рычагом с пружиной и демп-
фером, а нижний палец 18 связан со стрелкой. Рамка с ротором
отбалансирована вокруг оси VV в безразличном равновесии.
Разгонное сопло 3 для создания струи воздуха, вращающей
ротор, представляет собой трубку с коническим отверстием.
Поток воздуха через сопло создается двумя способами: либо
отсосом воздуха из корпуса прибора, который делается для
этой цели герметичным, либо нагнетанием воздуха в разгонное
сопло прибора. В обоих случаях нормальный перепад давления
равен 50-60 мм рт. ст., а расход воздуха через сопло - около
18 л/мин.
Пружина сделана из стальной проволоки. Одним концом
пружина скреплена с рычагом рамки, другим - с пружинящей
пластинкой, прикрепленной к корпусу. Пружину регулируют
прогибом пружинящей пластинки при помощи регулировочного
винта 21, ввернутого в корпус прибора.
§ 51. Указатель поворота и указатель скольжения
381
13
Фиг. 318. Конструкция указателя поворота:
7-корпус, 2-штуцер отсоса,, Л-сопло, ^^-штуцер давления, 5-^сетка, 6-крышка,
7-стекло, 8-резиноадя прокладка, 9-подшипник ротора, 10 - центры ротора, // - ро-
тор, 2 -рамка, /3-контрящий винт, Ы- подшипник, 15 - центры рамки, 16-диск
рамки, 17-верхний палец диска, 1В- нижний палец диска, W- демпфер, 29-цилиндр
демпфера, 2/-регулировочный винт, 23-стрелка, 23-шарик указателя скольжения.
382   ________Глава девятая. Гироскопические приборы___________
Демпфер 19 состоит из латунного цилиндра 20, в котором
перемещается поршень, связанный тягой с рычагом рамки. Воз-
дух, вытесняемый из цилиндра, проходит через капиллярное
отверстие. Регулируется отверстие тередвижением конус-
ного золотника при помощи регулировочного винта 21. Об-
ратное движение золотника при вывертывании регулировочного
винта обеспечивается пружинкой, прижимающей золотник к
винту.
Стрелка 22 укреплена на оси вместе с вилкой, имеющей
противовес, при помощи которого весь узел балансируется в
безразличном равновесии. В прорезь вилки входит нижний па-
лец рамки. При повороте рамки вправо или влево стрелка пово-
рачивается в противоположную сторону, соответствующую на-
правлению виража (рамка поворачивается в сторону, противо-
положную направлению виража, так как вектор главного вра-
щения ротора направлен влево, если смотреть по ходу само-
лета).
Передаточное число от рамки к стрелке около 2:1.
Стрелка покрыта светящейся массой.
Указатель скольжения смонтирован на шкале прибора.
Внутри запаянной стеклянной трубки указателя скольжения по-
мещен шарик 23, изготовленный из черного стекла. Радиус из-
гиба трубки 140 мм. Демпфирующей жидкостью является то-
луол (каменноугольный бензин). Один конец стеклянной трубки
имеет аппендикс для выхода избытка толуола при высокой тем-
пературе. Задняя стенка указателя скольжения покрыта светя-
щейся массой и белой краской.
Нормальное давление (разрежение), необходимое для пи-
тания прибора, равно 50 мм рт. ст. (Количество- воздуха, потреб-
ляемого прибором, не превышает 18 л/мин. Чувствительность
прибора при нормальной температуре окружающей среды со-
ставляет: при угловой скорости виража, равной 6° в 10 сек.,
стрелка прибора отклоняется от нуля не менее чем на 2°, а при
угловой скорости 6° в 1 сек. угол отклонения стрелки равен
26-f-30°.
Лабораторная проверка. Для проверки герметич-
ности корпуса прибора внутри него создают давление или раз-
режение, равное 500 лш вод. ст., после чего отключают прибор
от источника питания. Давление (разрежение) не должно спа-
дать до нуля быстрее, чем за 30 сек. Для приведения прибора
в действие в корпусе прибора создают разрежение 40-50 мм
рт. ст. и после 3 мин. разгона ротора производят необходимые
измерения.
Количество потребляемого воздуха определяют при помощи
реометра, включенного последовательно между прибором и
источником разрежения.
_______________§ 52. Авиагоризонт АГП-2__________       383
Чувствительность указателя поворота проверяют на специ-
альной установке (платформе), которую можно вращать вокруг
вертикальной оси со скоростью до 6° в 1 сек. Прибор устанав-
ливают на платформу так, чтобы его циферблат находился в
вертикальном положении, а шарик указателя скольжения - в
среднем положении. После разгона ротора платформу вращают
с постоянной скоростью вокруг вертикальной оси и определяют
при этом угол отклонения стрелки прибора.
§ 52. Авиагоризонт АГП-2
Назначение. Авиагоризонт предназначен для определе-
ния положения самолета относительно плоскости горизонта при
слепом полете.
На лицевой части прибора имеется
черный экран с горизонтальной чертой,
покрытой светящейся массой и изобра-
жающей линию горизонта (фиг. 319). По
экрану передвигается силуэт самолета,
как бы летящего от наблюдателя. Си-
луэт самолета наглядно воспроизводит
положение действительного самолета
относительно земного горизонта.
Угол между силуэтом самолета и
горизонтальной чертой равен абсолют-
ному поперечному крену самолета (угол
р). Расстояние между центром силуэта     фиг- 319. Авиагоризонт
и чертой пропорционально   абсолютно-                                                                                                                                                                                                                                АГП-2.
му продольному крену самолета (угол а).
Показания авиагоризонта АГП-2 в различных случаях по-
лета изображены на фиг. 320,а.
Авиагоризонт является важным прибором слепого полета,
так как он дает возможность сохранять горизонтальное положе-
ние самолета без видимости Земли. Показания авиагоризонта
безинерционны и не имеют запаздывания. Это значит, что при
; движении самолета   вокруг его осей   XX и ZZ   авиагоризонт
I мгновенно реагирует на появившийся угол и не имеет колебаний
р при наличии ускорений, сопровождающих полет.
*     Для отсчета углов продольных кренов самолета авиагори-
1 зонт имеет подвижную шкалу (с правой стороны экрана), раз-
деленную через 5°, перемещающуюся вверх или вниз одновре-
менно с перемещениями силуэта самолета. Эта шкала позволяет
определить углы пикирования и кабрирования до 90°.
Принцип действия. Действие авиагоризонта основано
на использовании свойств гироскопа с тремя степенями свобо-
ды, ось которого корректируется при помощи маятниковой
коррекции.



Фиг. 320. Показания авиагоризонта в различных случаях полета:
и-авиагоризонт АГП-2, б-авиагоризонт АГ-2.
§ 52. Авиагоризонт АГП-2
385
Гироскоп устанавливается на самолете <в таком положении,
что главная ось гироскопа UU вертикальна1 (фиг. 321). Ось 'вну-
тренней рамки карданного подвеса VV при этом расположена
V
У
J     ^
*
\f^\/
-!ь4-?-w
Фиг. 321. Принципиальная схема авиагоризонта:
7-ротор,  г-кожух,  3-воздушная камера,  4-маятниковая заслонка,  S-отверстия,
tf- силуэт самолета, 7, 8-шестерни.
в плоскости симметрии самолета XY, а ось внешней paiMKH WW
совпадает с поперечной осью самолета ZZ.
При любых положениях самолета   главная ось гироскопа
вертикальна. Поэтому угол между плоскостью вращения ро-
Фиг. 322.  Измерение крема самолета при помощи авиагоризонта
тора / и продольной осью самолета XX равен абсолютному про-
дольному крену самолета а, а угол между плоскостью враще-
ния ротора и поперечной осью самолета ZZ равен абсолютному
поперечному крену самолета 3 (фиг. 322).
1 В авиагоризонте АГП-2 главная ось гироскопа близка к вертикали,
но не совпадает с ней, что необходимо для компенсации ошибок прибора
при вираже самолета (см. ниже).
•-•> Приборы на самолете
386
Глава девятая. Гироскопические приборы
Силуэт самолета 6, являющийся указателем крена, располо-
жен на внешней рамке карданного подвеса и связан с осью
кардана VV посредством пары шестерен 7 и 8 с одинаковым
числом зубьев (см. фиг. 321). Этим достигается правильное
направление поворота силуэта самолета при поперечном крене
и обеспечивается наглядность показаний прибора. При правом
крене силуэт самолета наклоняется вправо относительно не-
подвижной черты экрана летчика, при
левом крене - влево. При наборе вы-
соты силуэт самолета передвигается
вверх относительно неподвижной чер-
ты экрана, при снижении - передви-
гается вниз.
Для того чтобы создать направляю-
щую силу, поддерживающую верти-
кальное положение оси" гироскопа, ис-
пользуют силу реакции струи воздуха,
управление которой осуществляется
маятником.
Для этого внутреннюю рамку гиро-
скопа выполняют в виде герметиче-
ского кожуха 2 (см. фиг. 321), имею-
щего снизу воздушную камеру 3. Че-
рез щелевидные отверстия 5 в нижней
части воздушной камеры выходят в
четырех противоположных направле-
ниях четыре струи воздуха. Каждое
отверстие перекрывается маятниковой
заслонкой 4, подвешенной на камере
гироскопа.
Противоположные маятниковые за-
слонки связаны общей осью. Одна пара заслонок качается
вокруг оси, параллельной оси VV; эти заслонки называются по-
перечными. Другая пара качается вокруг оси, параллельной
оси WW; эти заслонки называются продольными.
Срезы маятниковых заслонок устроены так, что при верти-
кальном положении оси UU гироскопа все отверстия 5 перекры-
ты заслонками ровно наполовину и сила реакции всех струй со-
вершенно одинакова. Так как эти струи противоположны, то
действие их на гироскоп взаимно уничтожается.
При отклонении гироскопа от вертикали в каком-либо на-
правлении, например, вокруг оси WW, одна пара заслонок пе-
рестает быть параллельной оси гироскопа (фиг. 323). При этом
одна из заслонок закрывает воздушную струю, а противополож-
ная еще больше открывает. В результате получается результи-
рующая реактивная сила, момент которой действует на гиро-
Фиг. 323. Действие реак-
тивной   воздушной   струи
ври отклоненш гироскопа
от вертикали.
§ 52. Авиагоризонт АГП-2________                                                                                                                                                           387
скоп перпендикулярно тому направлению, в котором отклонился
гироскоп. Возникает прецессия гироскопа, направленная прямо
к вертикали.
Аналогично работает другая пара заслонок при отклонениях
гироскопа от вертикали вокруг оси VV.
При одновременных отклонениях гироскопа от вертикали
вокруг оси V V и оси WW работают обе пары заслонок, и гиро-
скоп приближается к вертикали под действием результирующей
силы реактивных струй.
Выше было сказано, что помещенный на самолет маятник
при прямолинейном полете имеет колебания, возникающие
под действием горизонтальных ускорений. Поэтому можно за-
дать -вопрос, не будет ли гироскоп следовать за колебаниями
маятника. В действительности благодаря быстроте колебаний
маятника и весьма малой скорости прецессии гироскопа послед-
ний весьма мало отклоняется от вертикали. Период качания
маятника значительно меньше 1 сек. Скорость же прецессии
гироскопа равна в среднем 10° в минуту, или Ve° в секунду.
Таким образом за 1 сек. гироскоп отклоняется всего на Ve°-
При длительных горизонтальных ускорениях (на вираже)
поперечная пара маятниковых заслонок устанавливается по на-
правлению кажущейся вертикали. Вследствие этого при вираже
самолета появляется непрерывная прецессия гироскопа (под
действием реактивных воздушных струй) в поперечной плоско-
сти самолета по направлению к кажущейся вертикали. Посколь-
ку поперечная плоскость самолета при вираже поворачивается
вокруг вертикали с угловой скоростью виража, направление
прецессии гироскопа в пространстве также непрерывно изме-
няется, причем за время полного виража (на угол 360°) глав-
ная ось гироскопа описывает в пространстве полный конус.
Таким образом положение гироскопа относительно верти-
кали непрерывно изменяется, причем наибольшее отклонение
главной оси гироскопа от первоначального положения происхо-
дит при вираже на угол 180°, достигая величины 4-5°. Это от-
клонение вносит погрешность в показания авиагоризонта в том
случае, если в первоначальном положении ось гироскопа совпа-
дает с вертикалью.
В приборе АГП-2 главная ось гироскопа при отсутствии го-
ризонтальных ускорений не совпадает с вертикалью, а искус-
ственно наклонена вперед на 2° по направлению полета (при
этом силуэт самолета расположен на нулевой линии). Такая
установка гироскопа компенсирует виражную ошибку, сводя ее
к минимуму (не свыше 2°).
Компенсация виражной ошибки при наклоне оси гироскопа объясняет-
ся следующим образом (фиг. 324) Ось VV, вокруг которой происходит пре-
цессия гироскопа иод действием реактивных воздушных струй, перпенди-
25*
388
Глава девятая. Гироскопические приборы
кулярна направлению центробежной  силы, действующей на маятниковые
заслонки при вираже.
Угловую скорость ш прецессии гироскопа вокруг этой оси можно раз-
ложить на две составляющие: ш" - вдоль главной оси гироскопа  и ш' -
X
Фиг. 324. Компенсация виражной ошибки авиагоризонта АГП-2.
вдоль вертикали. Последняя составляющая является угловой скоростью,
с которой главная ось гироскопа описывает конус вокруг вертикали, м
равна
со
ш' =----1/сек.,
sinO
где "> - угловая скорость прецессии гироскопа под действием  реактивных
воздушных струй, 1/сек.;
в -угол наклона оси гироскопа относительно вертикали по направ-
лению полета.
§ 62. Авиагоризонт АГП-2                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                           389
При малых углах sin в = 9 и, следовательно,
U)
">' = ---.
в
Для полной компенсации виражной ошибки нужно, чтобы угловая ско-
рость конического движения оси гироскопа ">' равнялась угловой скорости
виража Йв Тогда в любой момент виража ось гироскопа окажется накло-
ненной относительно самолета вперед на угол в, что будет соответствовать
первоначальному положению оси гипоскопа и не внесет никаких дополни-
тельных ошибок в отсчет кренов самолета.
Отсюда определяется необходимый угол наклона оси гироскопа при
заданной угловой скорости прецессии и угловой скорости виража:
Как видно из этого соотношения, полная компенсация виражной ошибки
будет только при определенной угловой скорости прецессии и угловой
скорости виража. При других значениях этих скоростей появится некоторая
ошибка прибора при вираже, но все же эта ошибка будет меньше той, ко-
торая получается при отсутствии наклона оси.
Обычно при расчете наклона оси гироскопа пользуются средними зна-
чениями угловых скоростей прецессии и виража.
В приборе АГП-2 средняя скорость прецессии равна 30° за 4 мин., что
составляет один оборот (2к) за 48 мин. Отсюда угловая скорость прецессии
равна
2я        я
ш=?^Г1ш1/сек-
Угол наклона оси гироскопа АГП-2 равен 2° или в =- радиан. От-
сюда определяется угловая скорость                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                          90
QB^ -=0,06251 /сек.
В
Это соответствует времени полного разворота самолета на угол 360°,
равному
От"1
Гв=--=100 сек.
-•в
Необходимо отметить, что в данном случае при определении движения
оси гироскопа на вираже был принят гироскоп, полностью сбалансирован-
ный, т. е. было предположено, что действие сил ускорения на массу гиро-
скопа не создает момента и не вызывает добавочного прецессионного дви-
жения гироскопа. Для выполнения этого условия в приборе АГП-2 попе-
речные заслонки свободно качаются на угол до 50°. В противном случае
при отклонении заслонок до упора появлялся бы маятниковый момент,
создающий дополнительные ошибки прибора при вираже.
Конструкция. Ротор / авиагоризонта АГП-2 (фиг. 325)
представляет собой массивное латунное кольцо с фрезерован-
ными лунками по наружной поверхности. Момент инерции ро-
тора /"1,3 г см сек2, число оборотов п~ 14 000-15 000 об/мин.
Рото-р приводится во вращение четырьмя струями воздуха, вы-
390                                                                                                                                                                                                                                                               Глава девятая. Гироскопические приборы.___________
текающими из сопел а и бьющими в лунки. Ось вращения ро-
тора выполнена за одно целое с его ободом и опирается на два
шарикоподшипника 4, установленные в кожухе ротора. В рабо-
чем положении ось ротора отклонена от вертикали на 2° вперед
по направлению полета для уменьшения виражной ошибки (см.
выше).
Кожух 2 является как бы внутренней рамкой карданного
подвеса. Кожух герметичен; в нем имеется канал для подвода
воздуха к четырем соплам для разгона ротора. Воздух, выходя-
щий из сопел в кожух, далее про-ходит вниз, в воздушную ка-
меру коррекции гироскопа.
В кожух запрессован нижний подшипник ротора; верхний
подшипник вместе с обоймой установлен на скользящей посад-
ке в крышке кожуха и прижимается к оси ротора пружинящей
шайбой, чем устраняется продольный люфт в оси ротора. Сна-
ружи в кожух впрессован с одной стороны центр 10, с другой
стороны - шарикоподшипник 9, находящиеся на одной горизон-
тальной оси, которая является внутренней осью карданного
подвеса.
В авиагоризонте АГП-2 для всех трех осей карданного под-
веса применены радиально-упорные шариковые опоры, устроен-
ные следующим образом. Внутрь стального полированного коль-
ца уложены пять шариков, на которые опирается один централь-
ный шарик того же диаметра, заложенный во внутренний конус
соответствующей оси карданного подвеса. Для смазки под-
шипников под ними уложены прокладки, пропитанные маслом
МВП.
Люфт в оси ротора регулируется подбором калиброванных
прокладок под верхний подшипник. В подшипниках кардана
люфт регулируют, подтягивая центры.
Центры 10 и 12 для подвода воздуха поддерживают опорный
шарик и имеют утолщение, в котором сделано пять отверстий
для прохода воздуха. Утолщенная часть центра охватывается
уплотняющим кольцом.
Уплотняющее кольцо (воздушный сальник) предназначается
для уменьшения утечек воздуха в местах его прохода через
подшипники карданного подвеса. Кольцо точно пригнано по
утолщенному диаметру центра и может самоустанавливаться в
поперечном направлении IB своей обойме для предотвращения
затираний оси.
Внешняя рамка 8 поддерживает кожух с ротором. Снаружи
в рамку впрессован с одной стороны центр 12, а с другой - ша-
рикоподшипник 11, имеющие общую горизонтальную ось, кото-
рая является внешней осью карданного подвеса. Вокруг этой
оси рамка вместе с кожухом может свободно поворачиваться
в корпусе 18 прибора на любой угол, без упора.
_______§ 52. Авиагоризонт АГП-2______________391
В рамке имеется канал для подвода воздуха к кожуху гиро-
скопа. С рамкой скреплена кольцевая шкала 14, указывающая
величину продольного крена самолета.
Внутренняя ось карданного подвеса, на которой подвешен
кожух ротора, расположена вдоль оси самолета, а внешняя ось
подвеса, на которой подвешена рамка, расположена поперек
оси самолета. Таким образом при продольных кренах самолета
корпус прибора поворачивается относительно рамки, которая
остается неподвижной вместе с кожухом ротора; при попе-
речных кренах самолета корпус прибора вместе с рамкой пово-
рачивается относительно кожуха ротора.
На передней части рамки смонтирована машинка с подвиж-
ным индексом, воспроизводящим положение самолета относи-
тельно горизонта.
Машинка состоит из двух шестерен, имеющих одинаковое
число зубьев и находящихся в зацеплении.
Ведущая шестерня скреплена с рычагом 16, в прорезь кото-
рого входит палец 15, укрепленный на кожухе гироскопа. На
оси ведомой шестерни посажен индекс 17, изображающий си-
луэт самолета.
При наклонах рамки относительно кожуха с ротором, т. е.
при поперечных кренах самолета, палец поворачивает ведущую
шестерню на угол, равный крену самолета; при этом ведомая
шестерня поворачивается вместе с индексом на такой же угол
в противоположную сторону.
Изменение направления поворота индекса сделано для полу-
чения в приборе наглядного изображения положения самолета:
при левом крене самолета индекс поворачивается перед глаза-
ми летчика влево, при правых кренах - вправо; при продольных
кренах самолета индекс отклоняется перед глазами летчика
вверх или вниз.
Воздушная камера коррекции укреплена под кожухом рото-
ра и имеет в нижней части четыре щелевидных отверстия 5,
закрывающиеся четырьмя маятниковыми заслонками б и 7.
Маятниковые заслонки подвешены на двух взаимно перпен-
дикулярных осях. Каждая пара заслонок имеет с противополож-
ных сторон срезы, благодаря чему при наклоне гироскопа одна
заслонка открывает отверстие, а противоположная закрывает.
Поперечные заслонки 7 выполнены в виде секторов и имеют
свободу качания на угол до 50° в каждую сторону.
Корпус прибора поддерживает внешнюю рамку посредством
центра 13 и шарикоподшипника //, расположенного в боковом
фланце корпуса. Передняя лицевая часть корпуса имеет стек-
ло 20, за которым установлен экран с нанесенной на нем светя-
щейся чертой, изображающей линию горизонта. Экран имеет
вертикальный разрез, через который проходит ось подвижного
392                                                                                                                                                                                                                                                                  Глава девятая. Гироскопические приборы
индекса (самолетика), расположенного между экраном и стек-
лом.
Изнутри на стекло наложено металлическое окно, через ко-
торое летчик наблюдает положение самолетика относительно
линии искусственного горизонта. В правой части окна имеется
вертикальная прорезь, через которую видна подвижная шкала
продольных кренов и неподвижный индекс для отсчета углов.
Для приведения прибора в действие необходим постоянный
приток воздуха к прибору. Приток воздуха обеспечивается
двумя способами: созданием внутри корпуса разрежения или
подачей воздуха под давлением.
Для того чтобы можно было создать в приборе разрежение,
корпус его сделан герметичным и снабжен штуцером 22 для
отсоса воздуха.
Для питания прибора путем подачи давления имеется боко-
вой штуцер, расположенный на фланце корпуса (штуцер на
фиг. 325 не показан).
Фильтр 21, смонтированный во фланце корпуса, служит для
очистки питающего воздуха от пыли. Фильтр состоит из метал-
лической сетки, бязевой прокладки и двух шайб, которые имеют
отверстия, смещенные относительно друг друга, чем создается
лабиринт. При изменении направления воздуха, проходящего
через лабиринт, частицы пыли оседают на стенках фильтра. При
эксплоатации прибора фильтр периодически вскрывают для
очистки от накопившейся пыли.
Работа авиагоризонта АГП-2. Для нормальной
работы прибора необходимо, чтобы через него проходило 40-
60 л воздуха в минуту; для этого перепад давлений должен быть
не менее 80 мм рт. ст. Большой перепад (свыше 100 мм рт. ст.)
нежелателен, так как ротор приобретает слишком высокие обо-
роты, что ускоряет износ его подшипников.
Под влиянием перепада давлений наружный воздух устрем-
ляется в прибор через фильтр, а затем - через ряд отверстий
во фланце вокруг подшипника и переходит в канал рамки через
пять отверстий в боковом центре. Для предотвращения больших
утечек воздуха при переходе его из фланца в подвижную часть
прибора в этом месте установлено уплотняющее кольцо.
Из канала рамки воздух попадает в кожух гироскопа через
пять отверстий заднего центра, на котором также установлено
уплотняющее кольцо. В кожухе гироскопа воздух течет по ка-
налу в четыре воздушных сопла, из которых выбрасывается в
виде четырех сильных струй, ударяющих в лунки ротора и при-
водящих его во вращение (до 15000 об/мин). Из кожуха гиро-
скопа воздух переходит в нижнюю его часть и попадает в воз-
душную камеру коррекции, откуда воздух выбрасывается в
корпус прибора через четыре щелевидных отверстия. Из корпуса
§ 53. Авиагоризонт АГ-2                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                               393
прибора воздух утекает по трубопроводу к источнику питания
или же выбрасывается наружу в зависимости от способа пи-
тания.
Большая часть энергии воздуха расходуется в приборе на
полезную работу (разгон ротора, создание реактивных воздуш-
ных струй, корректирующих гироскоп). Часть энергии расхо-
дуется на преодоление сопротивлений при проходе воздуха
через каналы и отверстия в осях, а также через трубопровод
источника питания. Эти сопротивления не должны превышать
определенной величины, что необходимо учитывать при эксплоа-
тации прибора (подбор трубопровода достаточного сечения,
предохранение прибора от засорения, прочистка фильтра и т.д.).
Основные характеристики авиагоризонта АГП-2. Прибор
АГП-2 измеряет поперечные крены самолета до 80°, а продоль-
ные крены - неограниченно. Прибор начинает действовать че-
рез 2-2,5 мин. после включения питания (давления или разре-
жения, равното 90±1и мм рт. ст.). Скорость прецессии гиро-
скопа АГП-2 под влиянием реактивных воздушных струй со-
ставляет от 6 до 15° за 1 мин.
§ 53. Авиагоризонт АГ-2
Конструкция. Авиагоризонт АГ-2 действует по тому
же принципу, что и авиагоризонт АГП-2 и отличается от него-
расположением осей гироскопа внутри корпуса, конструкцией
отдельных узлов и способом изображения кренов самолета
(фиг. 326).
Ротор прибора АГ-2 имеет момент инерции 7*0,9 г см сек2,
число оборотов "=10000-12000 об/мин. Кинетический момент
гироскопа АГ-2 на 40°/о меньше, чем у прибора АГП-2.
В ротор запрессована стальная ось с полированными кону-
сами, опирающимися на шарикоподшипники кожуха. Такая кон-
струкция оси ротора менее выгодна* чем в приборе АГП-2,
вследствие большой разницы в коэфициентах линейного темпе-
ратурного расширения оси и алюминиевого кожуха ротора.
При низких температурах значительно уменьшается продоль-
ный люфт в оси ротора, что приводит к снижению оборотов ро-
тора. Во время работы прибора АГ-2 ось ротора вертикальна,
вследствие чего виражная ошибка в приборе АГ-2 не сшмпен-
сирована.
В авиагоризонте АГ-2 применяются такие же радиально-
упорные шарикоподшипники, как и в приборе АГП-2, но взамен
центрального шарика применяются стальные полированные ко-
нусы, имеющие угол 40° при вершине.
Оси карданного подвеса повернуты на 90° по сравнению с
прибором АГП-2. Внутренняя ось карданного подвеса, на кото-
рой подвешен кожух ротора, расположена поперек оси самоле-
394                                                                                                                                                                                                                                                          Глава девятая. Гироскопические приборы,
та, а внешняя ось подвеса, на которой подвешена рамка, рас-
положена вдоль оси самолета.
Таким образом при продольных кренах самолета происходит
поворот корпуса прибора вместе с рамкой относительно кожуха
ротора; при поперечных кренах происходит поворот корпуса
прибора относительно рамки, остающейся неподвижной вместе
с кожухом ротора.
Внешняя рамка поддерживает кожух с ротором и может
вращаться вместе с ними в корпусе прибора вокруг продольной
оси. С рамкой скреплен экран, который окрашен в черный цвет
и является фоном для планки, указывающей горизонт. В верх-
ней части экрана укреплен треугольный индекс, указывающий
величину поперечного крена (отсчет поперечных кренов произ-
водится по неподвижной шкале в верхней части прибора).
В отличие от прибора АГП-2 авиагоризонт АГ-2 имеет по-
движную линию горизонта и неподвижное изображение само-
лета. Взаимное расположение планки, и изображения самолета
воспроизводит крены действительного самолета относительно
горизонта (см. фиг. 320,6).
Планка, указывающая горизонт, скреплена с рычагом, имею-
щим горизонтальную ось вращения на рамке гироскопа. В паз
рычага входит поводок, укрепленный на кожухе гироскопа. При
наклонах рамки относительно кожуха (т. е. при продольных
кренах самолета) поводок поворачивает рычаг планки на его
оси; при этом планка смещается вверх или вниз от центра при-
бора. При поперечных кренах самолета планка вместе с рам-
кой наклоняется относительно корпуса прибора вправо или
влево.
Лабораторная проверка авиагоризонтов
АГП-2 и АГ-2. Герметичность корпуса авиагоризонта про-
веряют, создавая в корпусе разрежение, равное 500 мм вод. ст.
После отключения прибора от источника питания разрежение
не должно падать до нуля быстрее чем за 20 сек. Количество
воздуха, потребляемого авиагоризонтом, определяют так же,
как и в указателе поворота, при помощи реометра; допускае-
мый расход воздуха в авиагоризонте не превышает 65 л/мин.
Для определения скорости прецессии гироскопа прибор
укрепляют на специальной установке (платформе). Платформу
и неподвижные индексы прибора устанавливают при помощи
уровня в строго горизонтальное положение. Затем отвертывают
пробку корпуса и специальным крючком нажимают на гироскоп
до тех пор, пока он не отклонится на 30° от нормального поло-
жения. По секундомеру определяют время прихода подвижного
индекса в нулевое положение. Это время должно быть в преде-
лах от 2 до 5 мин., что соответствует скорости прецессии от б
до 15° за 1 мин.
§ 54. Гирополукомпас
395
Фиг. 327.
Гирополукомпас.
§ 54. Гирополукомпас
Назначение. Гирополукомпас предназначается для вы-
держивания заданного курса самолета и выполнения разворо-
тов на заданное число градусов.
Гирополукомпас имеет вертикальную картушку (шкалу), от-
градуированную через 5° (от 0 до 360°) с оцифровкой через 30°;
цифры соответствуют десяткам градусов. Отсчет курса произво-
дится при помощи курсовой черты (нити), натянутой перед
шкалой; например, показания прибора, изображенного на
фиг. 327, соответствуют курсу 135°.
Гирополукомпас не указывает авто-
матически курса, а указывает отклоне-
ние самолета от какого-либо курса, из-
меренного посредством другого компаса
(например, магнитного). Для этой цели
шкала гирополукомпаса может быть
установлена летчиком на любое пока-
зание (например, равное показанию
магнитного компаса). Перемещение
шкалы производится при помощи специ-
ального арретира, ручка которого по-
мещается в нижней части прибора. При
вдвинутом положении ручки прибор
арретируется (запирается). В этом положении вращением руч-
ки осуществляется поворот картушки в нужное положение. При
выдвинутой ручке картушка освобождается и указывает откло-
нение от установленного показания.
Через каждые 10-15 мин. полета показания прибора све-
ряют с компасом и в случае необходимости исправляют тем же
арретиром-. Необходимость периодического исправления показа-
ний гирополукомпаса объясняется тем, что по принципу его
действия в показаниях прибора с течением времени накапли-
вается ошибка (до 2-3° за 10-15 мин.). Таким образом Гиро-
полукомпас используется на самолете в сочетании с магнитным
компасом.
Показания гирополукомпаса, так же как и показания авиа-
горизонта, безинерционны и не имеют запаздываний. Благодаря
этому Гирополукомпас применяют в слепом полете.
Гирополукомпас применяют также для автоматической
стабилизации самолета по курсу.
Принцип действия. Действие гирополукомпаса осно-
вано на использовании свойств гироскопа с тремя степенями
свободы (ом. фиг. 302). Расположение гироскопа на самолете
таково, что его внешняя ось WW вертикальна, а главная ось
гироскопа UU горизонтальна и может иметь любое направление
396                                                                                                                                                                                                                                                                 Глава девятая. Гироскопические приборы
относительно меридиана. По принципу действия гироскоп сво-
боден, т. е. не имеет направляющей силы, корректирующей его
вокруг оси WW.
Известно, что свободный гироскоп сохраняет Неизменным
первоначальное направление главной оси в пространстве. По-
этому при поворотах самолета на другой курс главная ось ги-
роскопа UU будет сохранять заданное направление, и изменение
угла между осью гироскопа UU и плоскостью симметрии само-
лета укажет на изменение курса самолета. Известно также, что
вследствие вращения Земли гироскоп имеет кажущееся движе-
ние вокруг осей VV и WW. Угловая скорость кажущегося дви-
жения вокруг оси WW зависит от широты места и от наклона
оси UU к горизонту.
Для предотвращения ошибки гирополукомпаса вследствие
вращения Земли гироскоп' практически балансируют так, что-
бы по возможности устранить кажущееся движение гироскопа
вокруг оси.
Действительно, для некоторой широты •-> можно баланси-
ровкой скомпенсировать влияние вращения Земли. Для этого
нужно при помощи бокового противовеса настолько сместить
центр тяжести гироскопа в сторону от центра, чтобы момент
от этой несбалансированности вокруг оси VV вызвал прецессию
гироскопа вокруг оси WW, равную и противоположную скорости
кажущегося движения гироскопа вокруг этой оси.
Однако кажущееся движение гироскопа можно полностью
скомпенсировать только на данной широте и при постоянных
оборотах ротора.
Вращение Земли не является главным фактором, создаю-
щим с течением времени ошибку в показаниях гирополукомпа-
са. Практически нельзя полностью устранить трение в подшип-
никах карданного подвеса и точно сместить центр тяжести ги-
роскопа на нужную величину.
Если даже предположить, что балансировка полностью ком-
пенсирует кажущееся движение гироскопа, то уход гироскопа
от первоначального направления вследствие трения все же ве-
лик. Практически момент трения в подшипниках горизонталь-
ной оси карданного подвеса удается получить не менее 0,3 г/см.
Если бы этот момент действовал на гироскоп непрерывно в одну
сторону вокруг оси VV, то скорость прецессии гироскопа вокруг
оси WW при моменте инерции ротора /=0,7 г см сек2 и п=
-=10000 об/мин. (9 = 1050 рад/сек.) была бы рав-*а ш = -^ =
~ 7rvJ~~^7r~0>0204l рад/сек =1,4° в минуту, что составит
0,7 • 1ОоО
21° за 15 мин.
Но практически в полете момент трения вокруг оси никогда
§ 54. Гиррполукомпас
397
не действует в одну сторону, а действует попеременно та в ту,
то в другую сторону вследствие колебаний самолета вокруг
осей XX и ZZ.
В результате этого уход гироскопа практически доходит до
3° за 15 мин. Эта ошибка не имеет постоянной величины и на-
правления вследствие непостоянства мимснта трения при изме-
нении температуры, вибрации и т. д. Поэтому учесть ее заранее
невозможно и ошибку эту исправляют, периодически сличая
показания гирополукомпаса с показаниями одного из компасов.
Гироскоп гирополукомпаса имеет специальную коррекцию,
поддерживающую главную ось гироскопа UU под углом 90° к
его оси WW. При отсутствии такой коррекции   гироскоп под
влиянием трения в оси VV мог
бы постепенно   наклоняться на
большой угол и, дойдя до упора,
перестать работать.
Коррекция гироскопа уст-
роена следующим образом
(фиг. 328). Сопло, разгоняющее
ротор, помещено на внешней
рамке гироскопа в плоско-
сти VW. При наклоне главной
оси гироскопа UU угол между
этой осью и плоскостью делается
не равным 90°. При этом струя
из сопла начинает бить на одну
"з двух реборд (бортиков), по-
мещенных по обе стороны лунок.
Давление струи на реборду направлено перпендикулярно ее
поверхности и параллельно оси UU. Силу этого давления можно
разложить по двум направлениям: параллельно оси WW и пер-
пендикулярно к ней. Вторая составляющая является направляю-
щей силой, вызывающей прецессию гироскопа вокруг оси VV.
Конструкция. Ротор / гирополукомпаса (фиг. 329)
представляет собой массивный латунный диск с лунками по
окружности и с двумя ребордами, no-саженными по обе стороны
лунок. В ротор запрессована стальная ось с полированными
конусами, входящими в шарикоподшипники. Момент инерции
ротора около 0,7 г см сек3; скорость вращения 10 000-
12000 об/мин.
Во внутренней рамке 2 укреплены шарикоподшипники ро-
тора. Подшипники посажены в две латунные резьбовые пробки;
подтягивая эти пробки, регулируют люфт в оси ротора. Пробки
закрепляются зажимными винтами. Перпендикулярно оси ро-
тора в рамку посажены снаружи еще два подшипника; на них
рамка может вращаться вместе с ротором вокруг оси W. Рам-
Фиг. 328. Действие коррекции
-при наклонах гироскопа.
398
Глава девятая. Гироскопические приборы
ка  имеет нарезанный стержень с передвижным грузиком (гай-
кой) для балансировки гироскопа вокруг оси.
Во внешней рамке 5 укреплены два центра 8 с полированны-
ми конусами, входящими в шарикоподшипники внутренней рам-
ки. Подтягивая центры, 1можно регулировать люфт в оси гиро-
скопа.
-4
Фиг. 329. Конструкция гирополукомпаса:
1-ротор,   2-внутренняя рамка,  3 - внешняя рамка.   4- корпус,  5-ручка арретира,
" - фильтр, 7-сопло, "-центр, 9, 10- шестерни арретира, 11-штифт вилки, /2-рычаг
арретира, 13- втулка арретира.
Для того чтобы рамка могла вращаться вокруг оси WW, сни-
зу в рамку запрессована упорная ось, которая опирается на ша-
рик и направляется шарикоподшипником, посаженным во фланец<
корпуса. Сверху в рамку посажен подшипник, в который входит
конический регулируемый центр из корпуса прибора. На рамке
укреплена картушка (шкала) гирополукомпаса, представляю-
щая собой кольцо с делениями снаружи. Рамка несет на с^бе
сопло, разгоняющее ротор.
Нижний фланец корпуса несет в себе упорный подшипник и
фильтр (металлическую сетку). Для уменьшения утечек воз-
духа при переходе его из фланца в рамку зазор между фланцем
______§ 55. Гиромагнитный компас__________        399
и цилиндрической частью рамки, входящей во фланец, делают
минимальным.
На внешней раме укреплен на оси стопорный рычаг 12 и ци-
линдрическая шестерня 10. На фланец корпуса надето стопор-
ное кольцо 13, в кольцевую проточку которого входит вилка, ка-
чающаяся на оси в корпусе прибора. Ручка арретира 5 снабжена
торцевой шестерней 9 и может двигаться поступательно и вра-
щаться. При нажиме на ручку 5 штифт // попадает в кониче-
ское отверстие торцевой шестерни, благодаря чему вилка при-
нудительно поворачивается в горизонтальное положение. При
этом вилка поднимает втулку 13, поворачивающую кверху сто-
порный рычаг 12. При подъеме стопорный рычаг упирается по
внутреннюю рамку и запирает гироскоп. Одновременно торце-
вая шестерня 9 сцепляется с цилиндрической шестерней 10, и
поворот ручки вызывает поворот рамки 3 вместе с картушкой на
нужное число градусов. При вытягивании ручки гироскоп осво-
бождается.
Корпус 4 спереди имеет круглое окно, закрытое стеклом.
Под стеклом лежит рант с прямоугольным вырезом, через ко-
торый видна картушка. По средине выреза натянута курсовая
черта для отсчета курса.
Для питания прибора посредством отсоса корпус прибора
делают герметичным и снабжают штуцером. При питании при-
бора путем нагнетания воздуха штуцер устанавливают на ниж-
нем фланце корпуса.
Определение степени герметичности корпуса и количестпа
потребляемого прибором воздуха производится так,же, как и
в авиагоризонте. Для определения устойчивости гироскопа на-
блюдают по шкале прибора угол, на который отклоняется гиро-
скоп от первоначального положения в течение 15 мин.; этот
угол не должен превышать 3°.
§ 55. Гиромагнитный компас ГМК-2
Назначение. Гиромагнитный компас предназначен для
определения и выдерживания курса при слепом полете и для
выполнения разворотов при перемене курса.
На лицевой стороне прибора под стеклом имеется прямо-
угольный вырез, в котором видна вертикальная картушка (шка-
ла) для отсчета курса (фиг. 330). Картушка снабжена деле-
ниями от 0 до 360°, нанесенными через 5°, и оцифровкой через
30°; цифры соответствуют десяткам градусов, например, циф-
ра 3 соответствует 30°, цифра 27 соответствует 270° и т. д. От-
счет курса производится против вертикальной курсовой черты,
натянутой по средине прямоугольного выреза.
ГМК-2 является важным прибором для слепого полета, так
как показания его безинерционны и не имеют запаздывания
400
Глава девятая. Гироскопические приборы__
при отклонениях самолета от прямой '. Это значит, что при
движении самолета вокруг вертикальной оси ГМК-2 мгновенно
реагирует на появившийся угол и не имеет колебаний при на-
личии ускорений, сопровождающих полет.
Принцип действия. Действие гиромагнитного компаса
основано на использовании свойств гироскопа с тремя степе-
нями свободы, ось которого корректируется по направлению
магнитного меридиана.
>
в±
Фиг. 330. Гиромагнитный компас ГМК-2.
Расположение гироскопа на самолете таково, что его внеш-
няя ось WW вертикальна и параллельна вертикальной оси са-
молета; ось вращения ротора UU горизонтальна и расположена
в направлении север-юг; ось гироскопа VV направлена с за-
пада на восток.
Коррекция гироскопа осуществляется одновременно в двух
направлениях: во-первых, главная ось гироскопа удерживается
в плоскости магнитного меридиана при помощи магнитной
стрелки, реагирующей на повороты гироскопа вокруг его оси
WW; во-вторых, главная ось гироскопа удерживается в гори-
зонтальной плоскости при помощи маятниковой коррекции, ре-
агирующей на поворот гироскопа вокруг его оси VV.
Таким образом независимо от положения самолета главная
ось гироскопа UU всегда направлена по линии пересечения
плоскости горизонта и плоскости магнитного меридиана. От-
i Некоторое запаздывание имеется тольчо при перемене курса (вслед-
ствие изменения девиации).
§ 55. Гиромагнитный компас
•401
считывая угол между осью гироскопа UU и плоскостью симмет-
рии самолета, получаем магнитный курс самолета. Для созда-
ния направляющей силы используется, как и в авиагоризонте,
сила реакции струи воздуха.
Рассмотрим сначала работу коррекции, удерживающей ось
гироскопа в плоскости магнитного меридиана, на фиг. 331.
Фиг. 331. Принципиальная
схема гиромагнитного компаса
ГМК-2:
•С •""        "ЦТ'     1^3---!=?JU       7-кожух ротора, 2-ротор, 3-магни-
^                                                                                                                                                                                                                           ты, 4-эксцентрики, 5-сопла, 6-раз-
гонное сопло, 7 -приемные сопла,
8-мембрана, 9-ось мембраны, 10- за-
слонка, 17-реактивные отверстия,
12-канал, 13, Н-герметичные каме-
ры, 15-воздушная камера.
Чувствительным элементом этой коррекции является маг-
нитная система, состоящая из двух параллельных магнитов 3,
укрепленных на вертикальной оси. В отличие от маятниковой
коррекции магнитная система не может непосредственно пере-
резать реактивную воздушную струю, так как момент магнит-
ной стрелки весьма мал. Поэтому коррекция в гиромагнитном
компасе предварительно усилена специальным устройством.
Вся коррекционная система помещается на внутренней рам-
ке карданного подвеса, выполненной в виде герметичного ко-
23 Приборы на самолете
402                                                                                                                                                                                                                                                                 Глава девятая. Гироскопические приборы_________
жуха 1, внутри которого помещается ротор 2. Магнитная си-
стема 3 свободно вращается на вертикальной оси и несет на
себе эксцентрик 4, под которым находятся два воздушных соп-
ла 5, выходящих из кожуха /. Линия, соединяющая центры со-
пел, параллельна оси ротора.
Когда магниты параллельны оси ротора, заслонка перекры-
вает сопла поровну. Ротор приводится в быстрое вращение
(10000-12000 об/мин.) воздушной струей, вытекающей из
сопла 6. Небольшая часть воздуха направляется из кожуха /
в два вертикальных сопла 5 и вытекает из них мимо эксцен-
трика 4 двумя слабыми воздушными струями. Действие этих
струй на эксцентрик весьма незначительно и не нарушает рав-
новесия магнитной системы, поэтому систему можно считать
свободной. Сила воздушных струй, выходящих из сопел 5, оди-
накова в том случае, если магниты параллельны оси ротора, но
соотношение сил изменяется при малейшем повороте эксцен-
трика.
В том случае когда ось ротора направлена не по магнитному
меридиану, одно из сопел будет открыто больше другого и из
него будет выходить более сильная струя воздуха.
Сами по себе эти струи малы и их реакция не может ока-
пать требуемого воздействия на гироскоп. Для преобразования
их в направляющую силу служит пневматическое реле, усили-
вающее разность давлений струй воздуха, выходящих из со-
пел 5.
Для этой цели над соплами 5 размещены два встречных
приемных сопла 7, соединенных трубками с герметичными ка-
мерами 13 и 14. Камеры разделены резиновой мембраной $,
центр которой может поступательно перемещаться вместе с
осью 9 и заслонкой 10. Приемные сопла 7 воспринимают дав-
ление струй воздуха, выходящих из кожуха /. Если одна струя
сильнее, то под влиянием создавшейся разности давлений мем-
брана 8 передвинется в ту или другую сторону. Основная масса
воздуха из кожуха / устремляется по каналу 12 в воздушную
камеру 15, из которой вытекает двумя сильными струями вверх
и вниз через два щелевидных отверстия //.
Над этими отверстиями проходит заслонка 10 и перекры-
вает их пополам в том случае, если мембрана 8 находится в
среднем положении. Если мембрана прогнулась вправо, то за-
слонка закрывает верхнее отверстие и открывает нижнее; при
прогибе мембраны влево открывается верхнее отверстие и за-
крывается нижнее.
Итак, при отклонении северного конца оси гироскопа к во-
стоку давление в камере 14 будет больше, чем в камере 13,
мембрана 8 передвинет заслонку 10 влево, нижнее отверстие И
закроется, а верхнее откроется. Струя воздуха, выходящая из
§ 55. Гиромагнитный компас
403
верхнего отверстия //, создает реактивную силу, направленную
вниз, и прецессия гироскопа будет направлена к магнитному
меридиану (фиг. 332, экспликация см. фиг. 331).
Как только ось гироскопа совпадет с плоскостью меридиана,
магниты будут параллельны оси ротора, и давления в прием-
7 -
5
Фиг. 332. Действие коррекции, приводящей ось гироскопа
в плоскость магнитного меридиана.
ных соплах, а также в камерах 13 и 14 будут одинаковы, так
как эксцентрик перекроет отверстия поровну. В этом случае
мембрана 8 и заслонка 10 займут среднее положение, и пре-
цессия гироскопа прекратится, так как реакции воздушных
струй будут взаимно уравновешиваться.
Если северный конец оси гироскопа отклонится на запад, то
весь механизм коррекции ' сработает в обратную сторону, и
прецессия гироскопа будет снова возвращать его ось в пло-
скость магнитного меридиана.
2С*
404__________Глава девятая. Гироскопические приборы___________
При возникновении горизонтальных ускорений гироскоп бу-
дет сохранять с достаточной точностью направление по магнит-
ному меридиану, несмотря на значительные колебания магнит-
ной стрелки вправо и влево относительно магнитного меридиа-
на. Это объясняется тем, что скорость прецессии гироскопа
весьма мала -• в среднем 0,2° в секунду; период же качания
магнитной стрелки можно принять равным 2 сек.; независимо
от амплитуды колебаний стрелки за время одного периода ги-
роскоп отклонится всего на +0,2°.
При виражах центробежные силы могут значительно откло-
нить магнитную стрелку в сторону от магнитного меридиана,
что вызовет прецессию гироскопа вокруг вертикальной оси.
Величина ошибки после виража зависит от первоначального
курса и угла разворота и может достигать 3-4°. Время воз-
вращения гироскопа к меридиану после выхода самолета на
новый курс равно примерно длительности виража.
Гиромагнитный компас тем точнее, чем меньше трение в
подшипниках карданного подвеса и чем точнее отбалансирован
гироскоп.
Точность работы прибора увеличивается с увеличением ки-
нетического момента гироскопа вследствие уменьшения ско-
рости прецессии (уменьшается ошибка на вираже). Повыше-
ние чувствительности системы коррекции также способствует
увеличению точности работы гирокомпаса.
При определении курса ось вращения гироскопа может
иметь наклон относительно плоскости горизонта, но для повы-
шения точности показаний прибора обязательно горизонтальное
положение оси гироскопа. Это вызвано тем, что трение в оси
магнитной системы имеет минимальное значение при вертикаль-
ком положении оси вращения магнитов. Необходимость в рас-
положении оси гироскопа по горизонту вызывается также тем,
что под влиянием трения в подшипниках и несбалансирован-
ности гироскоп может постепенно наклониться на такой угол,
при котором прибор не может работать. Рассмотрим работу
коррекции, удерживающей ось гироскопа в плоскости гори-
зонта.
Горизонтальное направление оси гироскопа поддерживается
маятниковой коррекцией, аналогичной по принципу действия
коррекции авиагоризонта (фиг. 333).
Воздушная камера коррекции имеет, кроме двух вертикаль-
ных щелей, две горизонтальные, из которых выходят две струи:
одна на запад, другая на восток. Маятник подвешен на гори-
зонтальной оси вместе с двумя заслонками, имеющими гори-
зонтальные срезы. При наклонах оси гироскопа относительно
горизонта одна заслонка открывает отверстие, другая закрывает
противоположное отверстие, вследствие чего появляется на-
_______________§ 55. Гиромагнитный компас________                                                                                                                                                                                405
правляющая сила, под действием которой ось гироскопа воз-
вращается в горизонтальное положение.
Конструкция. Гиромагнитный компас ГМК-2 (фиг. 334)
состоит из ряда узлов, собираемых отдельно.
Узел ротора состоит из герметичного кожуха 2, который
является внутренней рамкой карданного подвеса и несет в себе
латунный ротор 1. Ротор посажен на стальную ось, вращаю-
щуюся в сферических шарикоподшипниках: один подшипник
Срез заслонки
.^горизонтален
Фиг. 333. Действие коррекции, приводящей ось гироскопа
в плоскость горизонта.
запрессован в кожух 2, другой посажен в резьбовую пробку,
подтягиванием которой можно регулировать люфт в оси ро-
тора. Вращение ротора осуществляется струей воздуха, бью-
щей из сопла на лунки ротора; скорость вращения ротора
10000-12000 об/мин. Момент инерции ротора равен около
1 г см сек2.
Кожух 2 несет на себе всю систему коррекции, посредством
которой ось вращения ротора удерживается в плоскости маг-
нитного меридиана и в плоскости горизонта.
Ротор вместе с кожухом и системой коррекции образует
внутреннюю часть карданного подвеса, уравновешенную вокруг
горизонтальной оси VV.
В кожух 2 запрессована ось, которая входит в шарикопод-
шипник, заключенный в рамке 11. С другой стороны в кожух
запрессован шарикоподшипник, в который входит боковой
центр, скрепленный с рамкой //.
Магнитный узел укреплен на верхней части кожуха ротора
и имеет магнитную систему, состоящую из двух параллельных
магнитов 3. Ось магнитной системы опирается нижним концом
на корундовый подпятник и может вращаться вместе с магни-
тами в корундовых или рубиновых подшипниках. На оси маг-
нитной системы укреплена эксцентриковая заслонка 6, под ко-
406__________Глава девятая. Гироскопические приборы___________
торой расположены два сопла 4, запрессованные в основание
магнитного узла. Над соплами расположены два приемных
сопла 5, соединенные резиновыми трубками с пневматическим
реле.
Пневматическое реле установлено на северной стенке ко-
жуха ротора. В герметичной камере расположена упругая
мембранная коробка 8. Одна резиновая трубка соединяет маг-
нитный узел с камерой реле, а другая - с внутренней поло-
стью коробки. Корпус реле 7 имеет воздушную камеру, кото-
рая сообщается посредством канала с кожухом ротора. В стен-
ках камеры проделаны четыре щелевидных отверстия: два по
вертикали, два по горизонтали. Через первую пару отверстий
проходят реактивные воздушные струи, приводящие гироскоп
к магнитному меридиану; через вторую пару отверстий прохо-
дят струи воздуха, приводящие гироскоп к горизонту.
Центр мембранной коробки 8 связан с осью, выпущенной
наружу реле через корундовый или рубиновый подшипник. На
конце этой оси снаружи укреплена заслонка 9, управляющая
вертикальными струями воздуха, выходящими из отверстий 10.
При прогибе мембраны 8 ось с заслонкой 9 движется посту-
пательно, закрывая одно отверстие и открывая другое.
Маятниковая коррекция смонтирована на узле пневматиче-
ского реле. Сквозь корпус реле пропущена горизонтальная ось,
к которой припаяны две маятниковые заслонки и противовес.
Линия, проведенная через центр тяжести этой системы и ее
ось вращения, располагается по вертикали, причем срезы за-
слонок горизонтальны (см. фиг. 333).
Рамка // гироскопа несет на горизонтальной оси кожух 2
с ротором / и со всеми коррекционными механизмами. Вместе
с ними рамка может свободно вращаться внутри корпуса при-
бора 14 вокруг вертикальной оси, для чего в рамку снизу впрес-
сована упорная ось, а сверху - шарикоподшипник. Упорная
ось опирается в корпусе прибора на упорный шарик и направ-
ляется шарикоподшипником. Осевой люфт рамки регулируют,
перемещая упорный шарик по вертикали путем вращения цен-
трового винта. На рамке // укреплена вертикальная картушка
(шкала) 12, по которой производится отсчет курса.
Спереди корпус прибора имеет круглое окно, закрытое стек-
лом 13, под которым лежит рант с прямоугольным вырезом и
курсовой чертой. Для питания прибора посредством отсоса кор-
пус прибора делают герметичным и снабжают штуцером 15.
Воздух входит через подшипник нижнего фланца, снабженный
вторым штуцером 16 для питания прибора от давления.
Сверху на корпусе прибора крепят девиационный прибор 17,
предназначенный для компенсации полукруговой девиации на
самолете.
_____§ 55. Гиромагнитный компас______________407
Работа ГМК-2. Для уяснения работы гиромагнитного
компаса 'ГМК-2 проследим путь воздуха через прибор (см.
фиг. 331).
Для нормальной работы гиромагнитного компаса необходи-
мо, чтобы через него проходило 40-60 л воздуха в минуту.
Для этого перепад давлений должен быть не менее 80 мм рт.
ст.; большой перепад (свыше 100 мм рт. ст.) нежелателен, так
как ротор приобретает слишком высокие обороты, что ускоряет
износ его подшипников.
Под влиянием перепада давлений наружный воздух устрем-
ляется внутрь прибора через фильтр. Пройдя ряд отверстий
вокруг подшипника, воздух проходит в подвижную часть при-
бора через пять отверстий в нижней оси рамки гироскопа. Для
предотвращения больших утечек в нижнем фланце посажено
уплотняющее кольцо так же, как в авиагоризонте.
Далее воздух проходит по каналу рамки и попадает в ко-
жух ротора через пять отверстий в боковой оси; здесь также
установлено уплотняющее кольцо. В кожухе ротора имеется
воздушное сопло, через которое воздух попадает Б кожух и
приводит ротор в быстрое вращение.
Из кожуха ротора часть воздуха проходит в корпус прибора
через два малых сопла магнитного узла. Эти сопла создают
разность давлений при перекрытии их эксцентриком.
Остальной воздух из кожуха ротора протекает через канал
в камеру реле, откуда поступает в корпус прибора через два
реактивных отверстия магнитной коррекции и два отверстия
маятниковой коррекции. Весь воздух, проходящий в корпус
прибора, попадает затем по трубопроводу в помпу или в труб-
ку Вентури или же выбрасывается наружу, в зависимости от
способа питания прибора.
Так же, как и авиагоризонт, прибор ГМК-2 должен иметь
пс возможности малые сопротивления для прохода воздуха в
каналах, переходах и трубопроводах. Для этой цели необхо-
димо иметь трубопровод достаточного сечения и небольшой
длины и следить за состоянием фильтра.
Девиация ГМК-2 и конструкция девиац ион-
ного прибора. Чувствительным элементом коррекции
ГМК-2 является магнитная стрелка, вследствие этого прибор
ГМК-2 так же подвержен девиации от стальных частей само-
лета, как и магнитный компас.
Для компенсации полукругсвой девиации прибора ГМК-2
применяют девмационный прибор (фиг. 335), состоящий из че-
тырех постоянных магнитов, расположенных в алюминиевом
корпусе в виде креста с южными полюсами по концам. Одна
пара магнитов параллельна продольной оси самолета, другая -
перпендикулярна этой оси. Внутри корпуса девиационного при-
408
Глава девятая. Гироскопические приборы
бора помещен экран из мягкого железа, через который замы-
кается магнитный поток, выходящий из полюсов магнитов.
Экран можно перемещать вдоль продольной оси самолета, вра-
а
^^^
• i Z?
Фиг. 335. Девиационный прибор.
щая правый валик, имеющий винтовую нарезку. В поперечном
направлении экран перемещают, вращая левый трибчатый ва-
лик.
Если экран находится в среднем положении (фиг. 336,а),
то магнитные поля рассеяния обоих магнитов равны и противо-
положны и, следовательно, не оказыва-
ют никакого действия на магнитную
стрелку. При смещении экрана из сред-
него положения (фиг. 336,6) магнитное
поле рассеяния одного из магнитов по-
степенно усиливается и отклоняет
стрелку в сторону.
При устранении девиации подбирают
искусственное магнитное поле, переме-
щая экран девиационного прибора. Ком-
пенсация производится отдельно по двум
составляющим: вдоль и поперек самоле-
та. Для этого экран имеет возможность
: ^-^>'        перемещаться по двум   направлениям.
^^г^^                                                                                                                                                                 На курсах N и S девиацию компенсиру-
-^^^                                                                                                                                                                                                                                                                  ют поперечными магнитами, вращая ле-
вый валик, а на курсах Е и W - про-
дольными магнитами,' вращая правый
валик.
Рабочее давление (разрежение), не-
обходимое для приведения прибора ГМК-2, равно 90±)0лш рг. ст.;
количество потребляемого воздуха не более 60 л/мин; скорость
прецессии под действием реактивных воздушных струй 10-f-15°
S
/
Фиг. 336. Действие
девиационного прибора.
§ 56. Пневматическое питание гироскопических приборов_____409'
за 1 мин.; максимальное действие девиационного прибора на
основных курсах (N, E, S, W) от 25 до 35°.
Лабораторная проверка ГМК-2. Герметичность
корпуса и количество потребляемого воздуха определяются та-
ким же образом, как и в авиагоризонте.
Для определения скорости прецессии гироскопа к прибору
подносят постоянный магнит, воздействуя на магнитную си-
стему прибора. Когда гироскоп отклонится от меридиана на
угол 35Q (по шкале прибора), постоянный магнит убирают и
замечают по секундомеру время возвращения гироскопа к ме-
ридиану на участке от 35 до 5°. Это время должно быть в пре-
делах от 2 до 3 мин., что соответствует скорости прецессии
гироскопа от 10 до 15° за 1 мин.
Устранение девиации прибора ГМК-2 производится одно-
временно с устранением девиации магнитных компасов. За
5 мин. до начала устранения девиации нужно создать разре-
жение, равное 80 мм рт. ст. в корпусе прибора ГМК-2. Такое
разрежение необходимо поддерживать в течение всего времени
устранения девиации (способы создания разрежения на Земле,
см. стр. 425). Девиацию прибора ГМК-2 устраняют так же, как
у магнитных компасов.
По окончании работы нужно соединить прибор ГМК-2 с
трубопроводом, ведущим к источнику вакуума на самолете-
(в соответствии• с монтажной схемой).
§ 56. Пневматическое питание гироскопических
приборов
Источники питания. При монтаже гироприборов на
самолете важно обеспечить определенный перепад давлений
для приведения приборов в действие.
Для авиагоризонта и гиромагнитного компаса необходимый
перепад давлений составляет от 80 до 100 мм рт. ст., а для
указателя поворота - 40-50 мм рт. ст. При перепаде давлений
ниже этих пределов гироскоп приобретает недостаточную ско-
рость вращения, и прибор дает неточные показания или со-
всем не работает. При слишком высоком перепаде давлений
гироскоп приобретает чрезмерные обороты, что ускоряет износ
подшипников и сокращает срок службы прибора.
Перепад давлений можно получить, отсасывая воздух из
корпуса прибора или нагнетая воздух в сопло прибора; первый
вид питания называется вакуумным (фиг. 337,а), второй вид -
компрессивным (фиг. 337,6).
При яолете на большой высоте (9-10 км и выше) вакуум-
ное питание не обеспечивает работу гиронриборов. Это объ-
ясняется низким абсолютным атмосферным давлением на боль-
410                                                                                                                                                                                                                                                                      Глава девятая. Гироскопические приборы____________
ших высотах, вследствие чего практически невозможно создать
нужный перепад давлений путем отсоса воздуха. Преимуще-
ство компрессивного питания заключается в возможности обес-
печить работу гироприборов на большой высоте.
В качестве источников вакуумного питания применяются
трубка Вентури, вакуумнасос, а также питание от всасывающей
магистрали авиационного двигателя. В качестве источников
компрессивного питания используются насос или нагнетатель
.авиационного двигателя.
ДО-_!?
,ц,анм
Фиг. 337. Вакуумное и компрессивноа питание гироскопических
приборов.
Источник питания пневматических гироприборов должен
"обеспечивать достаточный перепад давлений при наиболее не-
благоприятном режиме полета. Для того, чтобы при других
режимах не получался излишний перепад давлений, применяют
регуляторы давления, ограничивающие перепад в заданных
пределах. Источник питания выбирают, исходя из летных
свойств данного самолета (скорость, высота), а также в зави-
симости от типа авиационного двигателя.
Если на данном типе самолета возможно применение раз-
личных видов питания, то выбирают источник питания, требую-
щий наименьшей затраты мощности и обеспечивающий надеж-
ную работу приборов.
В настоящее время наиболее совершенным видом питания
пневматических гироприборов считается компрессивное питание
от нагнетателя авиационного двигателя.
Трубка Вентури. Наиболее старый способ вакуумного
питания - это отсос воздуха при помощи трубки Вентури, уста-
навливаемой снаружи самолета в потоке воздуха (фиг. 338).
При протекании воздуха с большой скоростью через трубку
Вентури в ее узком сечении создается разрежение, которое тем
больше, чем больше скорость воздушного потока. Узкое сече-
§ 56.  Пневматическое питание гироскопических приборов
411
ние трубки Вентури сообщается через трубопровод с гиропри-
бором; благодаря этому в приборе создается вакуум, под влия-
нием 'которого окружающий воздух устремляется в сопло при-
бора.
Фиг. 338. Трубка Вентури:
й-одинарная трубка, 6-двойная трубка.
Если бы в трубку Вентури не поступал воздух из прибора,
разность между внешним статическим давлением и давлением
в узком сечении трубки Вентури была бы равна
ЬР = К*±,
где Др - перепад давлений, мм вод. ст.;
v - скорость потока, м/сек.;
г> - плотность воздуха, кг сек2/м*;
К - коэфициент трубки Вентури.
Коэфициент одинарной трубки Вентури (см. фиг. 338,а)
определяется выражением
К = ^-1.
d*
Более высокое разрежение дает двойная трубка Вентури
(см. фиг. 338,6), отличающаяся применением дополнительных
конусов, которые увеличивают скорость потока в узком*сбчении
трубки.
Коэфициент двойной трубки Вентури равен
К=-
^L
4\<Ч
Приток воздуха от прибора к трубке Вентури снижает раз-
режение тем больше, чем больше воздуха расходует прибор.
При негерметичности прибора или соединительного трубо-
провода разрежение может сильно уменьшиться, так как уве-
личивается общий расход воздуха через трубку Вентури. Раз-
412
Глава девятая. Гироскопические приборы
режение,  создаваемое  трубкой  Вентури,  снижается также с
увеличением высоты полета.
Трубки .Вентури появились в то время, когда скорость по-
лета была невелика (100-150 км/час) и на самолете было не
более одного-двух гироприборов. При большой скорости полета
наличие нескольких трубок Вентури создает весьма большое ло-
бовое сопротивление, заметно снижающее скорость полета
(табл. 15).
Таблица    15
Потери мощности (в л. с.) на преодоление лобового
сопротивления трубок Вентури
Скорость, км/час
	100	200	300	400
Одинарная	__	0,4	1,1	2,4
Двойная	0,1	1,4	4,3	8,6
В   настоящее  время   питание   гироприборов   посредством
трубки Вентури почти  полностью  вытеснено другими видами
питания. Двойная трубка Вентури,
применявшаяся ранее для питания
приборов АГ и ГМК-2, теперь уже не
применяется; одинарная трубка Вен-
тури еще применяется на легких са-
молетах для питания указателя по-
ворота.
В а к у у м н а с о с АК-4. Более со-
вершенным источником питания являет-
ся коловратный насос АК-4 (фиг. 339),
приводимый во вращение авиацион-
ным двигателем.
При вращении ротора четыре ло-
пасти прижимаются центробежной си-
лой к корпусу насоса. При этом бла-
годаря эксцентричному расположению
ротора в корпусе воздух непрерывно
захватывается лопастями из отвер-
стия А и перегоняется в отверстие Б.
Насос крепится на специальном приводе авиационного дви-
гателя и может работать  как при левом, так и при правом
." *• Направление Врсщениа
ротора
-•- Направление Ъбижения
вазона
Фиг. 339. Вакуумиасос
АК-4.
§ 56. Пневматическое питание гироскопических приборов
413
вращении. Для постоянной смазки насоса используется масля-
ная система авиационного двигателя. В зависимости от направ-
ления вращения насоса АК-4 регулировочная втулка смазки
устанавливается против одной из рисок П или Л, нанесенных
на корпусе насоса.
Вакуумнасос АК-4 можно применять как при вакуумном,
так и при компрессивном питании, в зависимости от того, к ка-
кому отверстию (А или Б) присоединить гироприбор.
гоо
?150
о
5_"ю
I 50
Число оборотов насоса
л- 2000об/мин
h км
Ю
высота полёта
Фиг. 340. Высотные характеристики вакуумнасоса АК-4:
I-питание трех гироприборов (АГ, ГМК-2 и УП) одним насосом АК-4, 2-параллель-
ное питание тех же приборов двумя насосами АК-4.
Насос АК-4 требует значительно меньшей затраты мощно-
сти, нежели трубки Вентури. Затрата мощности на вращение
насоса для питания двух гироприборов не превышает 1 л. с.,
в то время как две трубки Вентури в этом случае потребовали
бы при скорости 400 км/час около 17 л. с.
Разрежение, создаваемое насосом АК-4, уменьшается с уве-
личением высоты полета. На фиг. 340 показаны высотные ха-
рактеристики насоса АК-4 при вакуумном питании трех гиро-
приборов АГ, ГМК-2 и УП. Как видно из графика, предельная
высота полета, при которой возможно вакуумное питание гиро-
приборов, составляет около 9,5 км при работе одного насоса и
около 11 км при параллельной работе двух насосов.
Перепад давлений, создаваемый насосом АК-4, значитель-
но выше при компрессивном питании гироприборов. Однако
при этом масло, смазывающее насос АК-4, разбрызгивается и
по питающему трубопроводу попадает в гироприборы, загряз-
няя их подшипники. Поэтому при установке насоса АК-4 в схе-
му компрессивного питания приходится включать между насо-
414
Глава девятая. Гироскопические приборы
сом и приборами специальные сепараторные бачки и фильтры,
очищающие воздух от частиц масла.
Основные данные насоса АК-4
Габариты................                                                                                                       98 X 169 мм
Вес..................                                                                                                                                                    3200 г
Рабочая скорость вращения.......                                                                                                        2200 об/мин.
Максимальная скорость вращения ....                                                                                                         2500      .
Производительность насоса на земле при
вакууме 100 мм рт. ст. и противодав-
лении 50 мм рт. ст..........                                                                                                                                                              400 л!:мин.
Мощность, потребная для вращения насоса
при номинальной нагрузке     .     ...                                                                                                           0,б-г-1,4 л. с.
Расход смазки при давлении подводящего
масла 3 am.....        .......                                                                                                           35-7-75 см?/час.
Регуляторы    вакуума   и   давления. Мощность
источников вакуумного питания  выбирают с таким расчетом,
От Л Г
0/пУП
6     4
К насосу
Фиг. 341. Регулятор вакуума для комплекта гкроприборов:
/-корпус, 2-редукционный клапан, 3-седло клапана, 4~пружина, 5-кожаная мем-
брана, б-регулировочный винт, 7-фильтр.
чтобы обеспечить достаточный вакуум при наибольшей высоте
и наименьшей скорости полета.
Во избежание слишком большого разрежения при полете
на малых высотах и при повышенной скорости вращения на-
соса в системе питания устанавливают регулятор вакуума (ре-
дукционный клапан).
Регулятор вакуума для комплекта гироприборов (фиг. 341)
состоит из клапана, прижатого пружиной к седлу внутри гер-
метичного корпуса. Клапан центрируется кожаной мембраной
с отверстиями, соединяющими полости А и Б регулятора.
______§  56.  Пневматическое  питание  гироскопических  приборов       415-
Регулятор соединяется выходными отверстиями с источни-
ком вакуума и гироприборами. При повышенном разрежении
клапан под действием атмосферного давления преодолевает си-
лу пружины и соединяет полость А с окружающей атмосферой.
При этом начинается подсос воздуха, который снижает разре-
жение до тех пор, пока разность давлений не уравновесится
силой пружины. Таким образом регулятор поддерживает по--
стоянное разрежение, соответствующее натяжению пружины.
*fa(tm)y%*y '                                                                                                                                                                                                                                          УЖЖV_______IЯ""рив°Р°
1
Фиг. 342. Регулятор вакуума для указателя поворота:
7-седло клапана, 2-клапан, Л-пружина, 4-регулировочный винт, 5-штуцер.
Клапан регулируется изменением натяга пружины путем
вращения регулировочного винта. Обычно клапан отрегулиро-
ван на вакуум 100 мм рт. ст. Ответвление регулятора, ведущее
к указателю поворота, имеет калиброванное отверстие диамет-
ром 1,5 мм для снижения вакуума до 50 мм рт. ст.
В случае индивидуального питания указателя поворота при-
меняется отдельный регулятор вакуума (фиг. 342), действие
которого аналогично действию описанного выше регулятора.
В схемах компрессивного питания гироприборов применяют-
ся манодетандеры и регуляторы давления для предохранения
гироприборов от избыточного давления (фиг. 343).
Манодетандер применяют в схемах питания гироприборов
от нагнетателя авиационного двигателя.
Манодетандер включается в цепь питания последовательно,
между источником питания и гироприбором. Камера Б над
мембраной герметична и в зависимости от схемы питания сооб-
щается с отводящим трубопроводом гироприборов или с окру-
жающей атмосферой.
При увеличении давления сверх заданного кожаная мембра-
на передвигает заслонку, перекрывающую окна стакана. При
этом увеличивается сопротивление прохождению воздуха и дав-
ление в камере А падает до тех пор, пока сила давления воз-
духа на мембрану не уравновесится силой пружины. Таким об-
разом дросселированием воздушного канала поддерживается
416
Глава девятая. Гироскопические приборы
постоянное давление, соответствующее натяжению пружины.
Заданную величину давления регулируют изменением натяга
пружины при помощи регулировочного винта.
Манодетандер имеет фильтр, состоящий из фетрового чулка
и металлической сетки.
Ф.иг. 343. Манодетандар:
1-фетровый чулок, 2-металлическая сетка, 3-кожаная мембрана, t-пружина, 5-ста-
кан золотника, в-цилиндрическая заслонка,  7-канал,  8- выходное отверстие в ат-
мосферу, 9-регулировочный винт, 10-нижняя заглушка регулятора.
Конструкция регулятора давления схожа с манодетандером,
но в отличие от последнего давление в регуляторе поддержи-
вается не дросселированием, а путем стравливания излишка
воздуха в атмосферу (по тому же принципу, что и регулятор
вакуума). Регулятор давления применяется в схемах компрес-
сивного питания от насоса АК-4.
Обычно регуляторы давления и манодетандеры отрегулиро-
ваны на 100 мм рт. ст.
Пылевой фильтр. Опыт эксплоатации гироскопических
приборов на самолете показал, что нормальная работа наибо-
лее часто нарушается вследствие загрязнения осей, подшипни-
ков и воздушных сопел.
§ 56.  Пневматическое питание гироскопических приборов
4Г
Засорение частей приборов происходит потому, что, вместе
с воздухом, питающим приборы, засасывается пыль, которая
проходит внутрь приборов и оседает на ответственных деталях
чувствительных узлов.
Ранее очистка воздуха от пыли выполнялась индивидуаль-
ными фильтрами, вмонтированными в корпус гироприборов (см.
описание конструкции гироприборов). Индивидуальные фильтры
состоят из одного-двух слоев суровой бязи и слоя тонкого
сукна, заключенных между двумя проволочными сетками.
Фиг. 344. Групповой пылевой фильтр (ГПФ).
fv
Однако, очистка воздуха индивидуальными фильтрами не-
достаточна, так как они пропускают до 10% пыли. Кроме того,
индивидуальные фильтры быстро загрязняются вследствие ма-
лой величины фильтрующей поверхности (диаметр 38 мм). На-
пример, после поглощения 0,1 г пыли на индивидуальном
фильтре теряется давление до 40 мм рт. ст. Быстрое загрязне-
ние индивидуальных фильтров требует частой замены прокла-
док для предотвращения отказа в работе гироприбора.
В настоящее время в схемах питания гироприборов приме-
няется групповой пылевой фильтр (ГПФ), практически полно-
стью очищающий воздух от пыли (фиг. 344).
В качестве фильтрующего элемента в ГПФ применен стан-
дартный противодымный фильтр противогаза МО-2 или МТ-4,
представляющий собой "гармошку" из картона, обработанного
особым образом. Благодаря большой фильтрующей поверхно-
сти групповой фильтр обладает малым сопротивлением про-
хождению воздуха: потеря давления при питании трех гиропри-
боров не превышает 8 мм рт. ст., после поглощения фильтром
50 г пыли потеря давления возрастает всего на 2-2,5 мм рт. ст.
ГПФ может быть включен в любую схему питания, как
вакуумного, так и компрессивного. Направление движения воз-
духа показано на корпусе фильтра стрелкой.
27 Приборы иа самолете
418        ______Глава девятая. Гироскопические приборы___________
Монтажные детали. Гироприборы соединяются с ис-
точниками питания посредством трубопроводов.
Величина рабочего давления (или разрежения) в гиропри-
борах сильно зависит от сечения соединительного трубопровода
вследствие бесполезной потери давления на участке от источ-
ника питания до прибора. Потери давления в трубопроводах
складываются из потерь на трение воздуха и местных потерь 'в
местах изгиба трубопровода.
Величина потерь на трение воздуха в трубопроводах выра-
жается следующей формулой:
^-/b=iO,3164te-V.-L--|-,
где рл, рв - давление в крайних сечениях трубопровода, мм'
вод. ст.;
/ - длина трубопровода, м;
d -внутренний диаметр трубопровода, м;
р - плотность воздуха, кг сек?/м*;
•и -средняя скорость воздуха, м/сек;
Re - число Рейнольдса, равное -^- , где v - кинемати-
V
ческая вязкость воздуха, равная 1,45'10~5 м2]сек при давле-
нии 760 мм рт. ст. и температуре +15° С.
На фиг. 345 представлены кривые перепада давлений на
1 м длины трубопровода разных сечений в зависимости от рас-
хода воздуха. Расход воздуха при нормальном разрежении у
приборов АГ и ГМК-2 составляет от 45 до 60 л/мин; для ука-
зателя поворота 15-18 л/мин.
Приведенные кривые потерь на трение показывают, насколь-
ко важно иметь достаточное сечение трубопровода. В схемах
питания на участке от источника питания до коллектора гиро-
приборов применяют трубу сечением не менее 13X15 мм.
Потери давления в местах изгибов и закруглений трубо-
проводов (местные потери) происходят вследствие завихрений,
образующихся при изменении направления потока воздуха.
При большом числе изгибов и закруглений трубопроводов мест-
ные потери в цепи питания гироприборов могут достигать
10-15 мм рт. ст. Поэтому при монтаже необходимо избегать
резких изгибов труб. Радиус изгиба труб должен быть не ме-
нее 10d (d - внутренний диаметр трубы).
Соединения трубопроводов с агрегатами схемы осуще-
ствляются большей частью посредством накидных гаек типа
Паркер (см. фиг. 35).
В местах перехода трубопроводов к частям самолета с раз-
личной амплитудой вибрации (например, от фюзеляжа к при-
§ 56.  Пневматическое питание гироскопических приборов
419
борной доске) устанавливают дюритовые шланги. Для соедине-
ния алюминиевых труб с источниками  питания  применяются
li'lf ншчп 80 70 60 50 ЬО 30 20 10 \	cm.											/	4			
												/				
												^				
											/					
											/					
		-fl				4 .				/ J						
									/							
								J								
								/								
							/						3			
						t						X				
						/				/	S					
					/				/							
				/			S	S								
			/			/								и-я-<	-г	
		/		^	^		•- -	я=- • - -	••(= .-"-	^ - -	^11 -• =•	^- •	j^--* п	- ~	-^	•
	- 7	^ м-1 2	7	S 3	= Ч	г- -										
						40   50    60   70   800.Л1М1										
Фиг. 345. Потери рабочего давления в трубопроводах в зависимост*
от расхода воздуха:
1-внутренний диаметр трубки 9 мм,  2-внутренний  диаметр  трубки 8 мм,  3-внут-
ренний диаметр трубки 6 мм, 4-внутренний диаметр трубки 5 мм.
gESg"
также специальные  гибкие  шланги, состоящие из дюритовой
трубки, зажатой в металлические наконечники (см. фиг. 36).
В качестве узлов разветвле-
ния трубопроводов в схемах
питания применяются коллек-
торы и тройники (см. фиг. 39).
В некоторых случаях при-
меняется параллельное пита-
ние от двух источников. При
этом предусматривается авто-
матическое отключение одного
источника питания при отказе
его в работе.
Для этого в цепь   питания                                                                                                                                                 Фиг 346. Обратный клапан:
ВВОДЯТ Обритый Клапан   (фИГ.                                                                                                                             2_корпус, ^заслонка, .-пружина,
346),     Пропускающий     ВОЗДУХ                                                                                                                                                                                                                                                                                                       *-заглушка.
только в одном   направлении,
указанном стрелкой на корпусе клапана. Клапан состоит из
заслонки,   перекрывающей   входное  отверстие под действием
27*
420   ________Глава девятая. Гироскопические приборы__________.
слабой пружины. При нормальном направлении потока воздуха
заслонка открыта и не препятствует протеканию воздуха. При
отказе в работе источника питания заслонка плотно закрывает
отверстие, препятствуя утечке давления, создаваемого исправ-
ным источником.
Схемы вакуумного питания. Вакуумное питание
при помощи трубки Вентури применяется для приведения в
действие указателя поворота в тех случаях, когда на самолете
не имеется других гироприборов; схема такого питания пока-
зана на фиг. 347.
^                                                                                                                                                                                                                                                                                 "'J        -5
\4                                                                4==--=-^^                                                                                                                              N.
Фиг. 347. Схема соединения указателя поворота с трубкой Вентур*:
/-трубка Вентури,  2-указатель поворота, 3- регулятор вакуума,   t- дюритовый
шланг, 5-алюминиевый трубопровод.
•
Разрежение, создаваемо(c) трубкой Вентури, зависит от ме-
ста ее установки на самолете и значительно возрастает при
расположении трубки в струе винта (пропеллера). Для получе-
ния возможно большего разрежения трубку Вентури устанав-
ливают в таком месте, где воздушный поток имеет наибольшую
скорость. Как показали исследования, наиболее выгодно рас-
положение трубки Вентури на уровне 2/3 радиуса винта.
Регулятор вакуума должен быть отрегулирован на разре-
жение 50 мм рт. ст.
При наличии на самолете комплекта гироприборов (АГ,
ГМК, УП) вакуумное питание может быть осуществлено при
помощи насоса АК-4; схема такого питания для одномоторного
самолета показана на фиг. 348. Вакуумный штуцер насоса че-
рез обратный клапан соединен с регулятором вакуума, который
является в то же время распределительным коллектором.
Регулятор вакуума поддерживает разрежение 100 мм рт. ст.
в приборах АГ и ГМК-2 и 50 мм рт. ст. в приборе УП.
Для контроля разрежения на участке между регулятором
вакуума и АГ включается вакуумметр.
Штуцер 6 служит для опробования приборов на земле от
любого вспомогательного источника вакуума. Для этого доста-
точно подключить к этому штуцеру источник вакуума, создаю-
щий разрежение в пределах 100-200 мм рт. ст.
Переключение схемы от насоса АК-4 к источнику наземного
питания производится автоматически посредством обратных
клапанов 3 и За. При работе насоса АК-4 (в полете) клапан 3
_____§ 56.  Пневматическое питание_гироскопических приборов       421
открыт, а клапан За закрыт; при работе наземного источника
клапан 3 закрывается, а клапан За открывается. Кроме пере-
ключения питания, клапан 3 служит для предохранения при-
боров от давления, которое возникает при обратном вращении
винта (при запуске или остановке двигателя) и может выбить
стекла приборов.
Фиг. 348. Схема вакуумного питания гироприборов насосом АК-4
для одномоторного самолета:
1-насос АК-4, 2-гибкий шланг, 3 и За-обратные клапаны, 4-тройник, 5-регулятор
вакуума, в-штуцер бортового питания, 7-указатель поворота, *-авиагоризонт, 0-ги-
ромагнитный компас,    10-вакуумметр,   Л-коллектор, 12-групповой фильтр.
Для того чтобы предотвратить разбрызгивание в самолете
масла, выбрасываемого насосом АК-4, выхлопной штуцер на-
соса отводят посредством трубопровода наружу. Иногда вы-
хлопной штуцер насоса соединяют с выхлопным коллектором
авиационного двигателя, с тем чтобы сжигать выбрасываемое
масло; для этого в выхлопной коллектор вваривают специаль-
ьый штуцер.
Как указано выше, предельная высота для вакуумного пи-
тания от одного насоса АК-4 составляет 9-10 км. Поэтому на
422__________Глава девятая. Гироскопические приборы___________
двухмоторных самолетах целесообразно устанавливать два на-
соса, работающие параллельно. Это поднимает "потолок" ра-.
боты гироприборов еще на 2 км.
На некоторых самолетах, летающих на небольшой высоте
(учебные самолеты и некоторые виды пассажирских), приме-
няется питание от всасывающей системы авиационного двига-
теля.
Недостаток такой системы питания гироприборов состоит
в том, что разрежение значительно уменьшается с увеличением
числа оборотов двигателя.
Потребный минимум разрежения (80 мм рт. ст.) обеспечи-
вается при числе оборотов авиационного двигателя, не превы-
шающем 3/4 максимальных.
Схемы компрессивного питания. Наиболее удоб-
ным и надежным видом питания является использование дав-
ления, создаваемого нагнетателем авиационного двигателя
(давление наддува). Этот способ питания практически обеспе-
чивает достаточный перепад давления для питания гироприбо-
ров на любой высоте полета.
Однако питание от нагнетателя авиационного двигателя воз-
можно лишь при определенных типах двигателей и зависит от
расположения нагнетателя относительно карбюратора в схеме
двигателя. В тех схемах, где нагнетатель расположен между
карбюратором и цилиндрами, он сжимает смесь воздуха с па-
рами бензина. Естественно, что такая смесь непригодна для
питания гироцриборов.
В тех случаях, когда нагнетатель расположен перед карбю-
ратором и создает компрессию воздуха, можно воспользоваться
давлением наддува для приведения в действие гироприборов.
Схема компрессивного питания гироприборов от нагнета-
теля авиационного двигателя показана на фиг. 349.
Манодетандер включен после группового фильтра и под-
держивает постоянное давление 100 мм рт. ст.; снижение дав-
ления до 50 мм рт. ст. (для указателя поворота) осуществляет-
ся, как и в схеме фиг. 348, Калиброванным отверстием во
входном коллекторе. Из выходного коллектора воздух выво-
дится трубопроводом за пределы кабины самолета.
Для опробования гироприборов на земле от вспомогатель-
ного источника давления служит штуцер; при этом подаваемое
давление не должно превышать 1 ат. Обратные клапаны авто-
матически переключают питание схемы от коллекторов нагне-
тателя к наземному источнику и обратно.
На случай выхода из строя одного из двигателей преду-
смотрено параллельное питание от двух коллекторов. В этом
случае обратные клапаны также автоматически отключают
коллектор неисправного двигателя.
Приборы nepSoso папот.ц
ens>-
IQ  Приборы Второго пилота
-йг->
В атмосферу    ~~fa
о п*
"т         в атмосферу
=0-=
Фиг. 349. Схема
компрессивного
питания гиро-
приборов от на-
гнетателя авиа-
ционного двига-
теля:
I-коллекторнагне-
тателя левого дви-
гателя, 2-гибкий
шланг, 3-коллек-
тор нагнетателя
правого двигателя,
4 - обратный кла-
пан, 5- крестовина,
6-тройник,?-шту-
цер бортового пи-
тания, 8--группо-
вой фильтр, 9 - ма-
нодетаидер, 1Q-
коллекторы, 11-
вакуумметр, 12-
указатель поворо-
та, 13-авиагори-
зонт, U-гиромаг-
нитный компас,
15-запасное отвер-
стие, используемое
для присоединения
дополнительных
гироприборов или
других    агрегатов
(при неиспользова-
нии   заглушается).
§5
I
и
g
?
1
!Ъ
а
и
I
а
(U
1
О
Г1
1
к
8
и
*
•о
с
I
о
о
И
СО
Прадо pi;/ Второго пилота
Приборы первого пилота
Л,
.U
IS
Фиг. 350. Схема компрессивного питания гироприборов двумя насосами
АК-4:
1-насос АК-4, 2-сепараторный бачок, 3-обратный клапан, *-тройник, 5-штуцер
бортового питания,  в-регулятор давления,  7-групповой фильтр,  8-коллекторы,
9-указатель  поворота,  10-авиагоризонт,  Л-гиромагнитный компас,  12-вакуум-
метр, 13 - гибкий шланг.
1
О
8-
Q
I
а
я
д
01
g
к:
to
г
"и
с
§>
"О
§ 56. Пневматическое питание гироскопических приборов^____425
На тех самолетах, где тип двигателя не позволяет исполь-
зовать питание от нагнетателя, компрессивное питание может
быть осуществлено насосом АК-4.
На фиг. 350 представлена схема компрессивного питания
для двухмоторных самолетов. Эта схема отличается от преды-
дущей наличием сепараторных бачков и измененным типом ре
гулятора давления. Сепараторные бачки предназначены для
отделения от воздуха частиц масла, выбрасываемых насосом
в систему питания. Назначение остальных элементов схемы
Фиг. 351. Передвижная компрессорная установка:
1-электромотор, 2-насос, 3 -бачок с маслом (для смазки насоса), 4-баллон сжатого
воздуха, 5-гироприбор, в-вакуумметр.
такое же, как и в схеме питания от нагнетателя авиационного"
двигателя (см. фиг. 349).
Бортовая проверка гироприборов. Для опро-
бования гироприборов на земле пользуются передвижной ком-
прессорной установкой.
Компрессорная установка (фиг. 351) состоит из насоса АК-4
с электроприводом и может применяться при вакуумном и ком-
прессивном питании. Насос монтируют на одной подставке с
электромотором и снабжают бачком для смазки под давлением..
Подставку устанавливают на колесах для удобства передвиже-
ния по аэродрому. Для электромотора к площадке подводят
провода, включенные в сеть трехфазного электрического тока.
В случае отсутствия на аэродроме вакуумной помпы или
электрического тока можно использовать в качестве источника
вакуума всасывающую трубу автомашины.
Удобным источником питания приборов является баллон с
сжатым воздухом в сочетании с универсальным краном-редук-
тором (фиг. 352). Кран-редуктор дает возможность получить
от баллона как вакуум, так и необходимое для питания при-
боров давление.
Кран-редуктор крепится к баллону сжатого воздуха при по-
мощи накидной гайки 4, причем манометр 6 указывает давле-
ние в баллоне.
426_________Глава девятая. Гироскопические приборы___________
Основной частью крана-редуктора является эжектор, дей-
ствующий по принципу трубки Венгури. Когда колпачок 3 снят,
струя воздуха из баллона устремляется через эжектор наружу.
При этом боковое ответвление эжектора оказывается под ва-
куумом, и через штуцер 5 воздух отсасывается из гироприбо-
ров. Величину вакуума указывает вакуумметр 7, располо-
женный на боковом ответвлении эжектора. Вакуум регулирует-
ся вращением рукоятки игольчатого крана 1.
Фиг. 352. Универсальный кран-редуктор для аэродромной проверки
гароприборав:
1-рукоятка игольчатого крана, 2-эжектор, 3-кодпачок, 4-накидная гайка, 5-шту-
цер, в-манометр, 7-вакуумметр.
При закрытом колпачке воздух из баллона поступает через
боковое ответвление эжектора непосредственно в гироприборы,
т. е. система работает на давление. Величину давления ука-
зывает тот. же вакуумметр, причем его стрелка отклоняет-
ся от середины влево. Давление регулируют игольчатым кра-
ном.
При отсутствии универсального крана-редуктора можно по-
лучить вакуум от баллона со сжатым воздухом при помощи
эжектора, который легко изготовить по размерам, приведенным
на фиг. 353. Струя воздуха из баллона под давлением 4-5 ат
протекает с большой скоростью через сопло 2, ввернутое в кор-
пус 1 эжектора. Из камеры корпуса воздух вытекает наружу
через сужающееся отверстие трубки 5. При проходе воздуха
с большой скоростью через узкое сечение трубки 3 создается
разрежение, достаточное для того, чтобы привести в действие
один из гироскопических приборов. Воздух из прибора отса-
сывается через штуцер 4. Разрежение регулируется передви-
жением трубки 3 по резьбе внутри корпуса /.
§ 56. Пневматическое питание гироскопических приборов       427
Баллон для сжатого воздуха должен быть обязательно
снабжен редуктором и манометром для регулирования давле-
ния воздуха, поступающего в эжектор, в пределах 4-5 ат.
Полностью заряженный баллон обеспечивает непрерывную ра-
боту гироскопического прибора в течение более 2 час.
<ай<кл К 5аллвну
$$SbSSsfeiS"l~"r-44"fs-)
itr
_____r-115-
"ZZZZZZZZ/Z^ 1!Ш1^311Г
S/"//&/4^6!&
-25-^-30--4
Фиг. 353'. Эжектор:
1~корпус, 2-сопло, 3- трубка, 4-штуцер.
Установка г и р о п р и б о р о в на приборной до-
ске самолета. Приборы АГ, ГМК-2 и УП располагают на
приборной доске самолета в соответствии с соображениями,
приведенными выше (стр. 39).
Особые требования предъявляются к месту для установки
ГМК-2 с точки зрения девиации, т. е. отклонения показаний
прибора под влиянием стальных частей самолета и оборудо-
вания: Прибор ГМК-2 должен быть удален от стальных дета-
лей, а также от электроприборов, создающих собственное маг-
нитное поле. В конструкции приборной доски и крепежных де-
талей по возможности не должно быть стали. Электроприборы
с постоянными магнитами (электротахометры, термометры,
вольтметры) необходимо снабжать экранами, ослабляющими
действие магнитных полей на ГМК-2.
Максимальная девиация прибора ГМК-2 до ее компенсации
не должна превышать 20-25°, иначе девиационный прибор не
обеспечит нормальной компенсации девиации.
428
Глава девятая. Гироскопические приборы
При установке гироприборов на приборной доске шкалы
приборов должны быть перпендикулярными к продольной оси
самолета и не должны иметь поперечных наклонов.
Для обеспечения этих условий гироприборы проверяют при
установке самолета в линию полета. При проверке авиагори-
зонт, приведенный в действие, не должен показывать продоль-
ного или поперечного крена, а шарик указателя скольжения
должен находиться точно на нуле.
Фиг. 354. Схема измерения разрежения в гироприборах
во время полета.
Проверка разрежения в гироприборах. Если
приборы питаются от трубки Вентури, то разрежение у гиро-
скопических приборов проверяют во время полета.
Перед полетом нужно включить вакуумметр у штуцера
прибора по схеме, изображенной на фиг. 354. Вакуум, изме-
ренный при различных скоростях полета, должен быть в пре-
делах 80-100 мм рт. ст. Недостаточное разрежение может
быть результатом негерметичности соединений или недостаточ-
ного сечения трубопроводов; разрежение свыше 100 мм рт. ст.
уменьшают регулированием регулятора вакуума.
Если приборы питаются от насоса АК-4, или от нагнетателя
авиационного двигателя, или же от всасывающей системы дви-
гателя, то давление или вакуум могут быть проверены на земле
при работающем двигателе. Манометр воздуха или вакуум-
метр включают у штуцера прибора, как показано на фиг. 354
(в ^случае, если манометр или вакуумметр не предусмот-
рены постоянно в схеме монтажа). Измерение производят при
оборотах двигателя, соответствующих минимальной и макси-
мальной скоростям полета. Нужная величина давления или
вакуума устанавливается регулированием регуляторов давления
или вакуума.
ГЛАВА ДЕСЯТАЯ
АВТОПИЛОТ
§ 57. Назначение автопилота и принцип его работы
Назначение. Работа летчика по управлению самолетом
при нрямолинейном и горизонтальном полете сводится к сохра-
нению курса и постоянного положения продольной и попереч-
ной осей самолета по отношению к горизонту.
С развитием авиации увеличивалось время пребывания са-
молета в воздухе, удлинялись расстояния, которые самолет
пролетал без посадки и, следовательно, без отдыха пилота.
Появилась необходимость летать в любой метеорологической
обстановке, часто без видимости земных ориентиров и горизон-
та - ночью или в тумане. Такой полет называется слепым по-
летом, ведется только по показаниям приборов и требует от
летчика большого внимания и напряжения.
Для того чтобы разгрузить летчика от работы по управле-
нию самолетом при горизонтальном и прямолинейном полете,
применяют специальные автоматы, называемые автопилотами.
Стабилизация самолета вокруг главных
осей устойчивости. Главными осями устойчивости само-
лета называются три взаимно перпендикулярные оси, пересе-
кающиеся, в центре тяжести самолета: XX - ось поперечной
устойчивости; YY - ось курсовой устойчивости; ZZ - ось про-
дольной устойчивости (см. фиг. 1).
Самолет в полете может совершать колебания относительно
всех трех осей одновременно.
Для того чтобы самолет летел без поперечных кренов, не-
обходимо иметь механизм, предотвращающий наклоны само-
лета вокруг оси XX, т. е. обеспечивающий поперечную стаби-
лизацию. Для сохранения неизменной высоты полета и предот-
вращения снижения или подъема самолета нужна продольная
стабилизация, препятствующая вращению самолета вокруг оси
ZZ. Наконец, для сохранения прямолинейности полета и неиз-
менного курса самолета нужно иметь курсовую стабилизацию,
препятствующую вращению самолета вокруг оси YY.
430                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                       Глава десятая. Автопилот
Нормально автопилот обеспечивает все три стабилизации.
Имеются автоматы, которые стабилизируют лишь полет по кур-
су; они называются автоматами курса.
В качестве чувствительного элемента в большинстве совре-
менных автопилотов применяется гироскоп. Чаще всего авто-
пилот имеет два гироскопа: один обеспечивает курсовую ста-
билизацию, а другой - поперечную и продольную. В описывае-
мом ниже автопилоте АП-42 для автоматического управления
использованы авиагоризонт и гирополукомпас, которые через
дополнительные агрегаты воздействуют на рули са'молета.
Для приведения автопилота в действие необходима энергия,
которая берется от того или иного источника питания. В зави-
симости от рода питания автопилоты можно разделить на
пневмогидравлические и электрические.
Описываемый ниже автопилот АП-42 принадлежит к типу
пневмогидравлических автопилотов. Чувствительная часть этого
автопилота пневматическая, она может работать как на вакуу-
ме, так и на давлении и управляет гидравлической силовой си-
стемой.
Чувствительный элемент автопилота - гироскоп - управ-
ляет рулями самолета с помощью особого пневматического
устройства, воздействующего через золотники на гидравличе-
скую рулевую машинку.
Устройство и работа всех трех стабилизации основаны на
одном и том же принципе, поэтому дальнейшее изложение ве-
дется применительно к одной из стабилизации - курсовой.
Простейший автомат курса. Рулевая машинка
автомата курса (фиг. 355,а) представляет собой цилиндр, в
котором может перемещаться поршень. Шток поршня при
помощи троса связан с рулем самолета. Пространства внутри
цилиндра по обе стороны поршня сообщаются через распреде-
лительный золотник с масляной магистралью, в которой при
помощи помпы поддерживается определенное давление. При
перемещении распределительного золотника масло давит на
одну из сторон поршня рулевой машинки к перемещает руль
самолета в ту или другую сторону в зависимости от положения
распределительного золотника.
Распределительный золотник жестко связан с пневматиче-
ским реле, выполненным в виде коробки с расположенной
внутри нее эластичной мембраной. Правая и левая половины
пневматического реле не соединяются друг с другом, но имеют
самостоятельные выводы в виде двух трубок.
Если в одну из камер пневматического реле подать воздух
под некоторым давлением, то эластичная мембрана переме-
стит распределительный золотник и масло поступит в одну из
половин цилиндра рулевой машинки. Перемещаясь внутри ци-
§ 57. Назначение автопилота и принцип его работы                                                                                                                                                     431
а
Фиг. 355. Простейший автомат куоса.
432                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                        Глава десятая. Автопилот
линдра, поршень переложит руль поворота самолета. Подавая
давление в другую камеру пневматического реле, можно от-
клонить руль самолета в другую сторону.
Подача воздуха в правую или левую часть пневматического
реле производится при помощи специального устройства, ко-
торое состоит из подводящего воздух коллектора с соплами и
заслонки (см. фиг. 355,^). Воздух поступает к коллектору от
помпы под постоянным давлением через трубку А. Внутри кол-
лектора поток воздуха разветвляется на две части.
В прорезях коллектора может перемещаться дугообразная
заслонка. Нормально заслонка устанавливается так, чтобы при
нейтральном положении руля поворота сопла коллектора пере-
крывались поровну и примерно наполовину.
Если заслонка переместится относительно коллектора, то
одно из сопел окажется перекрытым на большую величину, и
в соответствующую камеру пневматического реле поступит
меньшее давление. В результате движения мембраны распре-
делительный золотник перепустит масло в соответствующую
половину цилиндра рулевой машинки, которая переложит руль
самолета.
Заслонка жестко скреплена с рамой, в которой находится
гироскоп (ГПК), следовательно, эта заслонка будет так же
устойчива в пространстве, как и ось гироскопа (см. фиг. 355,0).
Коллектор неподвижен по отношению к корпусу прибора, а
следовательно, к самолету, и при отклонении самолета от кур-
са, в результате срабатывания пневматического реле и золот-
ников, руль поворота самолета будет перекладываться в нуж-
ном направлении.
Описанная схема является простейшим вариантом курсовой
стабилизации летящего самолета и обладает весьма существен-
ным недостатком.
На фиг. 356 изображен самолет, снабженный такой курсо-
РОЙ стабилизацией. Этот самолет летит по заданному курсу.
Заслонка, связанная с гироскопом, отсекает одинаковое коли-
чество воздуха, выходящего из сопел коллектора. Мембрана
пневматического реле, сцентрованный распределительный зо-
лстник, поршень рулевой машинки и руль поворота в этом
случае находятся в нейтральном положении (см. фиг. 35б,а).
Если самолет отклонится от первоначального курса, напри-
мер вправо на некоторый угол (см. фиг. 356,6), то коллектор
отклонится вместе с самолетом, а заслонка, связанная с гиро-
скопом, сохранит свое положение в пространстве и, следова-
тельно, изменит свое положение по отношению к коллектору.
Давление воздуха будет больше в передней камере пневмати-
ческого реле, и мембрана, прогнувшись, передвинет масляный
золотник, который откроет доступ маслу в правую часть ци-
§ 57. Назначение автопилота и принцип его работы
433
*> -
_Х_
4 v ЗаданнМ kupc
•^ самолета ^
Фиг. 356. Работа простейшего автомата курса.
2Ь Приборы на самолете
434                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                          Глава десятая. Автопилот
линдра рулевой машинки. Поршень рулевой машинки передви-
нется и отклонит руль поворота влево (см. фиг. 356,в).
Так как шток рулевой машинки и связанный с ним руль по-
ворота заняли свое крайнее левое положение, то самолет будет
разворачиваться влево с максимальной скоростью. В тот момент,
когда самолет вновь выйдет на заданный курс, чувствительная
часть (заслонка с гироскопом и коллектор), пневматическое реле и
:юлотник вновь займут нейтральное положение. Но шток руле-
вой машинки так же, как и руль поворота, останутся в своем
крайнем левом положении. Следовательно, самолет будет про-
должать разворачиваться влево (фиг. 356,г).
После того как самолет займет положение левее нужного
курса (см. фиг. 356,д), заслонка, связанная с гироскопом, пе-
рераспределит давление воздуха, поступающего в пневматиче-
ское реле. Мембрана прогнется вправо и передвинет золотник
вправо. Руль поворота самолета пойдет обратно к нейтраль-
ному положению и, перейдя через него, переложится на пра-
вую сторону. Самолет будет разворачиваться вправо, перейдет
через курс и т. д.
Процесс возвращения самолета к заданному первоначаль-
ному курсу будет повторяться полностью.
На фиг. 356,е изображен путь самолета, управляемого по-
добным стабилизатором курса; самолет совершает незатухаю-
щие колебания около заданного курса. Следует отметить, что
в описанной схеме руль поворота самолета перекладывается
на свой максимальный угол независимо от величины угла от-
клонения самолета от курса.
Описанная выше система непригодна для стабилизации по-
лета самолета, так как она будет "разбалтывать" самолет во-
круг заданного курса, или, как говорят, самолет будет рыскать
по курсу.
Пропорциональное регулирование и обрат-
ная связь. В нормальном полете летчик решает сам, в ка-
кую сторону нужно переложить руль, чтобы привести самолет к
курсу. На основании опыта, знания своей машины и режима по-
лета он определяет, на какой угол следует отклонить руль и
сколько времени нужно держать его в отклоненном положении.
Например, если самолет сбился с курса влево, то летчик нажи-
мает на правую педаль управления рулем поворота соответ-
ственно имеющемуся отклонению, но не задерживает нажима
до возвращения самолета на нужный курс, а несколько раньше
отпускает правую педаль или даже слегка сдерживает слишком
быстрый поворот самолета вокруг вертикальной оси, нажимая
на левую педаль руля поворота. В противном случае самолет
по инерции может сбиться направо и пойти по извилистому
пути, рыская по курсу.
§ 57. Назначение автопилота и принцип его работы                                                                                                                                                             135
Следовательно, для работы автопилота требуется такое
устройство, которое позволило бы ограничить величину пере-
кладывания рулей в зависимости от отклонения самолета от
курса, а затем прекращало бы свое действие ити делало рабо-
чий ход в обратную сторону. Подобное устройство выполнено
р. автопилоте в виде обратной связи от поршня рулевой ма-
шинки к подвижному коллектору.
При рассмотрении схемы работы автоматического пилота
без обратной связи (см. выше) видно, что коллектор с соплами
повторяет все движения самолета по отношению к заслонке,
жестко связанной со стабилизированным в пространстве гиро-
скопом.
В схеме автопилота с обратной связью заслонка также же-
стко связана с гироскопом, а коллектор при помощи обратной
связи перемещается на величину, пропорциональную величине
перекладывания руля самолета. В автопилоте АП-42 обратная
связь выполнена в виде троса, связывающего шток рулевой ма-
шинки с коллектором.
Работа автомата курса с обратной связью.
На фиг. 357,а изображен летящий по заданному курсу само-
лет, снабженный курсовой стабилизацией с обратной связью.
Воздух поступает из коллектора в пневматическое реле равны-
ми струями. Мембрана пневматического реле, распределитель-
ный золотник и поршень рулевой машинки занимают нейтраль-
ное положение. Руль поворота самолета также расположен ней-
трально, т. е. в плоскости симметрии самолета.
Если под действием внешних сил самолет отклонится впра-
во (см. фиг. 357,6), то заслонка останется в прежнем положе-
нии, а коллектор с соплами повернется относительно заслонки.
Мембрана пневматического реле прогнется влево, переместит
распределительный золотник и откроет доступ маслу в правую
часть рулевой машинки. Поршень, перемещаясь в цилиндре ру-
левой машинки, переложит руль поворота влево и одновремен-
но через трос и ролик обратной связи повернет коллектор в
нейтральное положение (относительно заслонки).
В следующий момент (см. фиг. 357,в) пневматическое реле
и распределительный золотник будут приведены в нейтральное
положение. Рулевая машинка отклонила руль поворота само-
лета на угол Р, пропорциональный углу отклонения самоле-
та а. Самолет поворачивается влево.
Коллектор, поворачиваясь вместе с самолетом, -выходит из
нейтрального положения (относительно заслонки) и создает
перепад давления в пневматическом реле, прогибая мембрану в
сторо,ну, противоположную первоначальному прогибу (см.
фиг. 357,г). Золотник переложится в обратную сторону, и
масло поступит в левую полость цилиндра рулевой машинки,
28*
436
Глава десятая. Автопилот
а
"V,.
Заданной kypc
самолета.
Фиг. 357. Работа автомата курса с обратной связью.
§ 58. Автопилот АП-42______________437
возвращая поршень в нейтральное положение. Руль поворо-
та также пойдет к своему нейтральному положению, а кол-
лектор получит через обратную связь новое дополнительное
перемещение, стремящееся вернуть его в нейтральное положе-
ние (относительно заслонки).
В результате самолет возвратится на курс в тот момент,
когда заслонки, пневматическое реле, зологник, рулевая ма-
шинка и руль поворота будут занимать нейтральное положение
(см. фиг. 357,д).
Из последовательного рассмотрения всех этапов траектории
полета видно, что самолет, снабженный автопилотом с обрат-
ной связью, при отклонении от заданного курса будет совер-
шать затухающие колебания (см. фиг. 357,е). Углы отклоне-
ния рулей будут пропорциональны углам отклонения самолета
от курса.
Такой автопилот будет вполне пригоден для стабилизации
полета самолета, несмотря на некоторые весьма существенные
недостатки, к числу которых нужно отнести то, что он не учи-
тывает инерции самолета.
Современные автопилоты учитывают не только угол откло-
нения от заданного направления, но и скорость этого отклоне-
ния и даже ускорение, испытываемое самолетом при отклонении
от курса. При применении автопилота, работающего по совре-
менной схеме, отклонения от курса значительно уменьшаются,
и самолет почти точно выдерживает прямую линию заданного
курса.
§ 58. Автопилот АП-42
Автопилот АП-42 работает по описанной выше схеме авто-
пилота с обратной связью. В качестве чувствительных элемен-
тов в автопилоте АП-42 использованы гироскопические прибо-
ры: гирополукомпас (ГПК) и авиагоризонт (АГП). Чувстви-
тельная часть, автопилота пневматическая - она может работать
как на вакууме, так и на давлении 90 мм рт. ст.; силовая систе-
ма гидравлическая-она работает при давлении масла 10 кг/см2.
Гирополукомпас для автомата курса АП-42.
В качестве чувствительного элемента стабилизации по курсу в
автопилоте АП-42 используется гирополукомпас (ГПК) (см. гла-
ву девятую, § 54) с некоторыми дополнениями. На фиг. 358
изображена схема гирополукомпаса для АП-42.
Гирополукомпас для АП-42 имеет в основе своей гироскоп,
обеспечивающий показания курса как для управления самоле-
том вручную, так и для управления' при помощи автопилота.
Арретирующий механизм, действующий при помощи кноп-
ки, обеспечивает застопоривание гироскопа и поворот его для
438
Глава десятая. Автопилот
V
_______________§ 58. Автопилот АП-42________________439
приведения его шкалы в соответствие с показаниями магнит-
ного компаса.
Гирополукомпас имеет две круглые шкалы (картушки), раз-
деленные на 360Р.
Нижняя шкала является шкалой гироскопа и может быть
установлена на желаемое деление при помощи арретирующего
механизма. Для того чтобы повернуть эту шкалу, нажимают
на кнопку арретира, а затем плавно поворачивают ее в же-
лаемую сторону.
Верхняя шкала, или шкала обратной связи, связана: 1) с
коллектором, 2) через шестерни и диференциал с кнопкой раз-
ворога, служащей для разворота самолета при включенном
автопилоте, и 3) через тросик обратной связи с рулем поворота
самолета.
В том случае когда цифры двух шкал совпадают, сопла
коллектора перекрываются поровну заслонкой, связанной с
гироскопом.
Автоматическая стабилизация самолета
вокруг оси ZZ. Принципиальная схема работы автомати-
ческой продольной стабилизации самолета при помощи авто-
пилота АП-42 изображена на фиг. 359.
Чувствительным элементом продольной стабилизации являет-
ся авиагоризонт, который несет заслонку, перекрывающую соп-
ла коллектора, и при помощи пневматического реле управляет
рулевой машинкой аналогично схеме курсовой стабилизации.
Обратная связь от руля к коллектору с соплами осуществляется
при помощи троса.
На фиг. 359,а изображен самолет в горизонтальном поло-
жении. Сопла .1 и 2 коллектора 3 равномерно перекрываются
заслонкой 4; в камерах пневматического реле 6 создается оди-
наковое давление, обеспечиваемое работой помпы 5. Мембрана
пневматического реле и связанный с ней шток золотника 7
находятся в нейтральном положении. Масло, которое непре-
рывно подается к золотнику помпой 8, не поступает в рулевую
машинку, так как при нейтральном положении штока золот-
ника отверстия 9 и 10, питающие рулевую машинку, закрыты.
Поршень рулевой машинки // находится в среднем положении
и удерживает в нейтральном положении связанный с ним руль
высоты 12.
При изменении положения продольной оси самолета на
угол а (см. фиг. 359,6) коллектор 3 (не связанный с гироско-
пом) переместится относительно заслонки 4, связанной с гиро-
скопом и стабилизированной в пространстве. Сопло / откроет-
ся, а сопло 2 будет закрыто. Динамический напор восприни-
мается открытым соплом и передается в соединенную с ним
камеру пневматического реле 6.
440
Глава десятая. Автопилот
; ч
3   26     3
1Z
Фиг. 359. Автоматическая продольная стабилизация:
а_самолет в горизонтальном полете/ б-самолет отклонился от горизонтального по-
лета, з-автомат отклонил руль высоты;
7, 2-сопла коллектора, 3-коллектор, 4-заслонка, 5-помпа, 6-пневматическое реле,
7-золотник,  8-помпа,  9, 10-выходные отверстия золотника, 11-поршень рулевой
машинки, /2-руль высоты, 13 - трос обратной связи.
§ 58. Автопилот АП-42                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                       44Г
Мембрана пневматического реле перемещает связанный с
ней шток золотника 7 влево. Через открывшееся отверстие 9
давление масла передается на поршень рулевой машинки 11,
который отклоняет связанный с ним руль высоты 12 вверх на
некоторый угол В (см. фиг. 359,е).
В это же время связанный со штоком рулевой машинки
тросик обратной связи 13 возвратит коллектор 3 в нейтральное
положение. В момент совмещения коллектора с заслонкой на-
пор в камерах пневматического реле сравняется, мембрана ре-
ле и шток золотника возвратятся в среднее положение и дви-
жение руля прекратится, так как впускные отверстия 9 и 10
закроются. Таким образом действие обратной связи ограничи-
вает отклонение руля и делает его пропорциональным откло-
нению самолета.
Если под действием какой-либо силы самолет продолжает
отклоняться от горизонтального положения, то автопилот про-
должает отклонять руль высоты до его крайнего положения.
При возвращении самолета под действием руля высоты в
нейтральное положение действие автопилота на руль повто-
ряется в обратном направлении. Открывается сопло 2 (а не 1),
мембрана пневматического реле, прогнувшись, перемещает
шток золотника так, чтобы давление масла на поршень руле-
вой машинки передалось через отверстие 10.
Движение поршня под давлением масла будет уменьшать
угол отклонения руля. Вместе с этим коллектор будет переме-
щаться к заслонке. К моменту прихода самолета в горизонталь-
ное положение руль будет также поставлен нейтрально.
В случае необходимости изменить в полете положение са-
молета относительно горизонта летчик, смещая подвижный
коллектор относительно заслонки при помощи специальной
кнопки, может отклонить руль высоты в любом направлении.
Под действием отклоненного руля самолет отклонится, а руль
вновь займет нейтральное положение.
Автоматическая стабилизация самолета
вокруг оси XX. Автоматическая поперечная стабилизация
самолета работает по тому же принципу, что курсовая и про-
дольная стабилизация. В качестве чувствительного элемента
используется тот же авиагоризонт, что и для продольной стаби-
лизации. Для этого авиагоризонт снабжается вторым коллекто-
ром и системой сопел с обратной связью. Эта вторая система
расположена под 90° к системе продольной стабилизации.
Ввиду полной тождественности данной схемы с описанной
выше работа поперечной стабилизации автопилота здесь не-
разбирается. Подробно поперечная стабилизация самолета
автопилотом описана в § 63 (автопилот АП-45).
-442                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                        Глава десятая. Автопилот________________
На фиг. 360 приведено взаимное расположение отдельных
агрегатов АП-42 и дана схема их соединений (вариант пита-
ния от наддува).
Пневматическая схема. Воздух для питания чув-
ствительной части автопилота подается от нагнетателя мотора
по трубопроводу а (см. фиг. 360) через регулятор давления 10,
который поддерживает постоянное давление в пневматической
системе (90 мм рт. ст.) независимо от числа оборотов. Давле-
ние воздуха контролируется манометром 11; воздух поступает
в гироскопические агрегаты 1 и 2, где приводит в движение
гироскопы; кроме того, воздух, пройдя через коллектор и соп-
ла по трубопроводам б, поступает в пневматические реле,
расположенные в гидроагрегате 4, в котором помещены пнев-
матическое реле и масляные золотники. Воздух, поступивший
в пневматическое реле, перекладывает мембраны реле и свя-
занные с ним штоки золотников в соответствии с показаниями
гироскопа.
В корпусе гидроагрегата 4 имеются отверстия для вывода
отработанного воздуха из реле за борт самолета.
Гидравлическая схема. Масло из бачка 7 по-
средством масляной помпы 8 подается по трубопроводу в че-
рез масляный фильтр 9 в гидравлический агрегат 4, где нахо-
дится редукционный клапан, поддерживающий постоянное
давление в масляной системе. Затем масло подводится к трем
масляным золотникам, помещенным внутри корпуса гидро-
агрегата. Из золотников масло по трубопроводам г поступает
в рулевые машинки 5. Избыток масла сливается из ре-
дукционного клапана в корпус гидроагрегата, омывает золот-
ники, подогревая их, и по трубопроводу д проходит обратно в
масляный бачок. По этому же трубопроводу сливается отра-
ботанное масло из рулевых машинок. Капельное масло из
золотников проходит в бак по трубопроводу е. Давление масла
в системе измеряется манометром 6, который включен в си-
стему до редукционного клапана.
Электрическая схема. В некоторых случаях мо-
жет встретиться необходимость произвести разворот самолета
при включенном автопилоте или установить новый курс. Это
можно сделать при помощи специальной кнопки на лицевой
стороне автомата курса. Кроме этого, схема автопилота АП-42
предусматривает возможность разворота самолета при помощи
специального дистанционного устройства.
Это дистанционное устройство состоит из моторчика (курс-
мотор)  и кнопок управления,  из которых одна   помещается
иа штурвале летчика, а вторая - у штурмана. На полумонтаж
ной схеме АП-42 (см. фиг. 360)   дистанционное   управление
Фиг. 360. Полумонтажная схема автопилота АП-42:
7-автомат курса, 2-автомат продольной и поперечной стабилизации, 3-монтажный
кронштейн, i-гидроагрегат, 5-рулевые машинки, б-манометр, 7-бачок с маслом,
S-масляный насос, 9- масляный фильтр, 10-регулятор давления, 77-манометр,
12-курсмотор, 13-кнопка летчика, 14 - кнопка штурмана, 15-распределительная ко-
робка, 1в-гибкий вал.
"Сз
а
:..
а
|
с
s,
о
-3
i-
=Э
И
444
Глава десятая. Автопилот
изображено схематически. На фиг. 361 изображена электриче-
ская схема дистанционного управления.
В распределительной коробке, кроме клемм, находятся со-
противления А, Б и В, отрегулированные на определенные
числа оборотов курсмотора в соответствии с указанными ниже
скоростями разворота самолета.
Фиг. 361. Электрическая схема дистанционного
управления автопилота АП-42:
/-кнопка штурмам, 11- кнопка летчика, ///-курсмотор, /К-распределительная
коробка.
Сопротивление А включается в цепь якоря курсмотора при
пользовании кнопкой штурмана последовательно с реостатом
кнопки и определяет максимальную скорость разворота от кноп-
ки штурмана.
Сопротивление Б включается в цепь якоря курсмотора при
пользовании кнопкой разворота летчика и ограничивает макси-
мальную скорость разворота. Сопротивление В включается
последовательно с сопротивлением Б также при пользовании
кнопкой летчика и определяет минимальную скорость разво-
рота при первом фиксированном положении кнопки летчика.
Кнопка штурмана работает независимо от кнопки летчика;
самолет может быть развернут при любом положении кнопки
_________§ 59. Конструкция автопилота АП-42_____                                                                                                                                                                                           445
летчика со скоростью от 90'до 180° в минуту. Кнопка летчика
дает возможность развернуть самолет с двумя скоростями раз-
ворота: 120 и 210° в минуту, т. е. обеспечивает не плавное, а
ступенчатое регулирование скорости разворота. Кнопкой лет-
чика можно развернуть самолет лишь при нулевом положении
кнопки штурмана; кнопка летчика автоматически выключается
из электрической цепи при повороте кнопки штурмана. Это
сделано для того, чтобы исключить возможность одновремен-
ного разворота самолета штурманом и летчиком, а также
исключить вмешательство летчика в работу штурмана на бое-
вом курсе.
Освещение прибора осуществляется электрическими лам-
почками, получающими питание от бортовой сети самолета че-
рез штепсели, установленные на монтажном кронштейне.
Возможные изменения в схеме автопило-
т а АП-42. В зависимости от типа самолета в схеме автопило-
та АП-42 могут быть следующие изменения:
1)                               питание чувствительной части может осуществляться от
вакуумнасоса;
2)                               питание силовой системы может осуществляться от об-
щей гидравлической системы самолета;
3)                                агрегаты дистанционного управления могут не устанав-
ливаться;
4)                               вместо блочных рулевых машинок могут быть установ-
лены раздельные рулевые машинки;
5)                                может быть предусмотрена   коррекция от магнитного
компаса или радиополукомпаса.
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
Агрегаты АП-42, содержащие гироскопические узлы, мон-
тируются на приборной доске автопилота, так как эти приборы
имеют такие же шкалы, как гирополукомпас ГПК и авиагори-
зонт АГП. Когда автопилот выключен, его шкалами можно
пользоваться как обычными ГПК и АГП. Автомат курса и
автомат продольной и поперечной стабилизации заключены в
металлические ящики.
Автомат курса. Автомат курса (фиг. 362) располо-
жен с левой стороны автопилота. Через окно автомата курса
видна картушка гироскопа 1 и картушка обратной связи.
Слева под окном находится кнопка 5 для арретирования ги-
роскопа и установки его на новый курс. Справа под окном
расположена кнопка поворота 4 для вращения картушки об-
ратной связи и изменения курса самолета. Если автопилот
имеет дистанционное устройство для разворота самолета, то
вместо кнопки 4 ставится диск с отметкой, вращающийся при
446
Глава десятая. Автопилот
работе курсмотора. Справа над окном автомата курса имеет-
ся патрон 5 для лампочки подсвета шкал прибора. Перед
картушками установлена визирная нить для отсчета по шка-
лам, а ниже помещается указатель скольжения 6 (в послед-
них моделях АП-42 указатель скольжения не устанавливается).
Для арретирования гироскопа нажимают на кнопку арре-
тира 3, а для установки на новый курс поворачивают ее в
Г'
"^
~S\
|;ЛШ11й
Щт-Шз
; б-
Фиг. 362. Автомат курса (внешний
виД спереди, лицевая сторона):
Фиг. 363. Автомат курса (внешний
вид сзади):
1-картушка гироскопа, 2-картушка обрат-     1-подвод сжатого воздуха, 2, 3-отверстия
ной   связи,  3-кнопка арретира,   4-кнопка
поворота,   5-патрон лампочки   освещения
шкалы, 6-указатель скольжения.
для присоединения пневмореле, 4-отверстие
для отвода сжатого воздуха (или для подвода
вакуумного питания), 5-штепсель к лампочке
освещения шкалы, в-штепсель питания кор-
ректирующей катушки, 7-маховичок обрат-
ной связи, S-валик для присоединения курс-
мотора.
требуемую сторону до тех пор, пока деление задаваемого кур-
са не установится против визирной нити.
Для установки курса или для поворота самолета при вклю-
ченном автопилоте кнопку поворота 4 вращают вправо или
влево в зависимости от заданного курса.
На фиг. 363 дан вид автомата курса автопилота АП-42
сзади.
На задней стенке автомата курса находятся четыре отвер-
стия 1, 2, 3, 4, снабженные резиновыми уплотнительными коль-
цами. К отверстию / подводится сжатый воздух для питания
гироскопа и сопел обратной связи. Два малых отверстия 2
п 3 служат для приключения к ним пневматического реле.
Через отверстие 4 отводится отработанный воздух или (в слу-
чае вакуумного питания) присоединяется трубопровод от ва-
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
447
куумнасоса. При помощи штепселя 5 подводится ток для лам-
пы подсвета; штепсель 6 служит для питания корректирующей
катушки. Маховичок 7 с пробковым диском служит для при-
соединения обратной связи к роликам монтажного кронштей-
Фиг. 364. Гироскопический узел автомата курса:
1-вертикальная рама, 2-подвижная шайба. 3- рычаг арретира, 1-постоянный магнит,
5-заслонка.
на. К валику 8 присоединяется курсмотор автоматического
разворота.
Автомат курса состоит из трех основных узлов: гироскопи-
ческого узла, узла платы и узла корпуса.
Гироскопический узел автомата курса - обычный гиро-
полукомпас с некоторыми изменениями (фиг. 364). Ось гиро-
скопа установлена на шариковых подшипниках. Гироскоп
вращается со скоростью 10000-12000 об/мин. В горизонталь-
148_______________Глава десятая. Автопилот________________
ной рамке прибора запрессованы шариковые подшипники,
свободное вращение в которых обеспечивает вторую степень
свободы гироскопа. Гироскопический узел может свободно по-
ворачиваться вокруг горизонтальной оси на угол до 50° впра-
во или влево. Вертикальная рамка оканчивается упорной
осью. Торец упорной оси опирается на шарик узла фланца,
расположенного снизу корпуса прибора.
Чувствительный элемент (ГПК) имеет две круглые картуш-
ки, разделенные на 360°. Нижняя картушка (картушка гиро-
скопа) привернута к вертикальной рамке и может быть уста-
новлена вместе с гироузлом в желаемом направлении при по-
мощи арретирующего приспособления. Верхняя картушка
(картушка обратной связи) прикреплена непосредственно к
подвижному коллектору, и любое деление ее может быть уста-
новлено под визирную нить поворотом кнопки разворота са-
молета.
К торцу вертикальной рамки привернута заслонка, срезы
которой расположены по курсу 90-270° картушки и перекры-
вают сопла коллектора. Сверху вертикальной рамки помещает-
ся шариковый подшипник.
Весь гироскопический узел с вертикальной рамкой может
-вращаться вокруг вертикальной оси, опираясь снизу на шарик
концом упорной оси, а вверху вращаясь вокруг центра, вхо-
дящего в подшипник.
Конструкция арретира автомата курса взамен азимутальной
шестерни в обычном ГПК имеет прикрепленную на стойках к
вертикальной раме / (см. фиг. 364) подвижную шайбу 2 с
отверстиями, расположенными по окружности. В эти отверстия
входят штифты, укрепленные на шестерне, посредством кото-
рой рамке сообщается вращательное движение. При движе-
нии вверх шайба поднимает рычаг арретира 3, который при-
водит ось ротора в горизонтальное положение. На горизон-
тальной рамке укреплены два постоянных магнита 4 для
электромагнитной коррекции гирополукомпаса. Роль и назна-
чение этих магнитов описаны ниже.
Узел платы автомата курса. Плата (фиг. 365) служит одно-
временно верхней крышкой прибора.
На плате / при помощи распределительной втулки 2, че-
рез которую подводится воздух, закреплен коллектор 3 с ко-
нической шестерней 4. В коллекторе находятся воздуходув-
ные сопла 5, подающие воздух в пневматическое реле. При
помощи кольца к коллектору прикреплена картушка обратной
связи 6. На плате укреплена корректирующая катушка 7,
назначение которой будет объяснено при описании электро-
магнитной коррекции гироскопа курса. К плате привернут так-
,же диференциал 8.
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
449
На длинный конец оси диференциала насажен маховичок
обратной связи, а на коротком конце закреплена коническая
шестерня 9, передающая движение на коллектор 3 с соплами.
Червячная шестерня диференциала связана с червяком от руч-
ки поворота самолета. Таким образом кинематическая связь
подвижного коллектора с соплами (фиг. 366), а следователь-
но, и картушки обратной связи осуществляется, с одной сто-
роны, через шестерни диференциала и, далее, через маховичок
/
---.                                                                                      --..  -т......,к
5ЫЗО~
Фиг. 365. Плата-крышка автомата курса:
1-плата, 2-распределительная втулка, 3-коллектор, 4-коническая шестерня, 5-воз-
духодувныежсопла,^ 6-картушка обратной связи, 7-корректирующая катушка, 8-ди-
ференциал, 9-коническая шестерня.
обратной связи, тросик к рулю поворота, а с другой сторо-
ны, - через червяк и червячную шестерню диференциала, па-
ру конических шестерен к ручке разворота. Разворот самолета
может выполняться вручную поворотом кнопки разворота или
при помощи дистанционного управления включением курс-
мотора из кабины летчика или штурмана.
Воздух для питания сопел подводится при помощи резино-
вой трубки в камеру / (фиг. 367), откуда через полую ось 2
и отверстия втулки 3 поступает в подающие сопла 4. Через
приемные сопла 5 воздух идет по каналам 6 и 7 в кольцевые
проточки платы и отводится через резиновые трубки к отвер-
стиям на задней стенке корпуса, к которым присоединяется
пневматическое реле.
'Узел корпуса автомата курса. В нижней части корпуса авто-
мата курса (см. фиг. 367) помещен фланец 8 с подпятником.
Через фланец подводится воздух для питания гироскопа. Во-
круг фланца расположены механизмы арретира.
29 Приборы на самолете
(1од6и>кный ko/i.iehmo?
\
Заг.ж>н1<а
i-
св
3
3
с
S"
О
ч
Фиг. 366. Кинематическая схема обратной связи и м-екачизмов разворота.
§ 59. Конструкция автопилота АП-42                                                                                                                                                                                                                                                                                       451
Вращательное движение передается на коллектор и кар-
тушку обратной связи от ручки 19 через ось 10, конические
шестерни // и червяк 12, смонтированные на кронштейне 13.
Червяк 12 сцепляется с коронной шестерней диференциала 14.
На оси диференциала находится коническая шестерня 15,
сцепляющаяся с конической шестерней 16 коллектора. Кроме
этого, движение на коллектор передается, как было сказано,
с задней стороны прибора от курсмотора или ручного задат-
чика, для чего на правом конце оси 10 имеется диск 17, сцеп-
ляющийся с валиком на монтажном кронштейне. Шкала при-
бора освещается лампой 20, помещенной в патроне, который
легко допускает замену лампы. Свет падает через прорезь
корпуса на торец стекла и равномерно освещает всю шкалу.
На фиг. 368 изображена кинематическая схема автомата
курса:
A)                                передаточное число от кнопки разворота самолета   до
картушки обратной связи ]/72; за один оборот кнопки разворота
картушка обратной связи повернется на 5°;
Б) от кнопки арретира до шкалы гироскопа Vio.s, за один
оборот кнопки гироскоп повернется на 18,5°;
B)                             от махович'ка обратной связ|и до .картушки   обратной
связи  1Д;  за  один  оборот  маховичка  картушка  повернется
на 90°.
Коррекция курсового гироскопа. Гирополу-
компас сохраняет заданное направление лишь в течение не-
значительного промежутка времени. Постепенно, отклоняясь
от начального положения, при включенном автопилоте он бу-
дет уводить за собой самолет от заданного курса. Для
предотвращения ухода самолета от заданного курса служит
коррекция гирополукомпаса от магнитного компаса.
Коррекция от магнитного компаса служит для длительного
удержания гироскопа и управляемого им самолета на задан-
ном курсе. При отклонении самолета от курса компас через
усилительную систему включает реле, которое, срабатывая, за-
мыкает один или другой контакт в зависимости от того, в какую
сторону уклонился самолет. Это реле управляет корректирую-
щей катушкой 1 (фиг. 369), расположенной над гироузлом
автомата курса.
Катушка представляет собой соленоид с выводом средней
точки. При замыкании контактов реле ток будет проходить че-
рез одну или другую половину катушки, создавая магнитное
поле различного направления. Это поле, взаимодействуя с по-
лем двух постоянных магнитов 2, укрепленных на горизонталь-
ной рамке гироузла, создает момент, стремящийся повернуть
рамку вокруг оси УУ. Но в силу закона прецессии начнет по-
ворачиваться вертикальная рамка гироузла вместе с укреплен-
29*
452
Глава десятая. Автопилот
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
453
§sJi|
§§•§•§!
	щ?йй^
	OJ О   "    ^
	IfS^i.
К)	l^ssa
У О.	с я 1 5 а я i S" §ш 5
>-1 X н ПЗ S о	"ligil . 5 ts 0,0 я п} Т-г S С, Ю 0" и | сил. л са s-!el?8
н со	r^asil
"с	-!S3S?
?	Л 1   U ° u   I S^gl5"
U Н (c)	-*lg"is Illil
"   д 2 Й S.
.её is0-
S.Si-Jl
u) QJ ^
S я    я "
га C-,_->s 5
f ? S-SS
I   I - g и
•^ >o н a D-
Oi
Шестерня k^jutekmopa
Диференшал
/=/
Шестерня для
устанодЬи zupackana
Фиг. 368. Кинематическая схема передач
автомата курса.
/V йиферещиальномУ
\       реле
Фиг. 369. Коррекция курсового
гироскопа:
1-корректирующая катушка, 2-постоянные
магниты.
QJ
п>
2
•Ч
5-
а
3
s
____                                                                                                                                                                                                                                                 § 59. Конструкция автопилота АП-42                                                                                                                                                                                                                                                                                     455
ней на ней заслонкой обратной связи; при этом направление
поворота рамки таково, что самолет будет возвращаться на
прежний курс.
Коррекция курса от радиополукомпаса.
Корректируя гироскоп от радиополукомпаса, . можно держать
посредством автопилота не постоянный курс, а обеспечить толь-
ко вывод самолета на работающую радиостанцию. Все время
полета продольная ось самолета будет направлена на задан-
ную станцию, а курс может меняться; например, при наличии
бокового ветра самолет будет подходить к заданной точке А,
следуя по некоторой кривой (фиг. 370).
Фиг. 370. Полет на радиостанцию при боковом ветре.
Чувствительным элементом коррекцией служит радиополу-
компас РПК-2. Рамочная антенна РПК-2 устанавливается пер-
пендикулярно продольной оси самолета. Если ось самолета на-
правлена на радиостанцию, на волну которой настроен РПК-2,
т. е. в том случае, когда плоскость рамочной антенны перпен-
дикулярна направлению на радиостанцию, стрелка индикато-
ра РПК-2 стоит на нуле.
При отклонении самолета от направления на радиостанцию
на выходе РПК-2 возникает переменное напряжение, которое
возрастает с увеличением угла отклонения самолета и изме-
няет фазу при переходе самолета через нейтральное положение.
При помощи специального усилителя, подключенного к РПК,
это напряжение усиливается, преобразуется в постоянное и по-
дается на обмотки реле, управляющего включением корректи-
рующей катушки гироскопа автомата курса.
В дальнейшем работа системы происходит так же, как и,
при коррекции от магнитного компаса.
Автомат продольной и, поперечной стаби-
лизации (автомат кренов). На лицевой стороне прибора
(фиг. 371) находится окно, через которое можно наблюдать
сферическую шкалу прибора, индекс-самолетик, шкалу, указы-
вающую наклон продольной оси самолета, и индексы обратной
связи. Сверху справа на приборе находится кнопка управления
поперечной стабилизацией, ниже - кнопка управления продоль-
ной стабилизацией.
456
Глава десятая. Автопилот
Фиг. 371. Автомат продольной и попе-
речной стабилизации (вид спереди):
1-сферическая шкала, 2-индекс-самолетик>
3-шкала продольных кренов, t, 5-индексы
обратной связи, 6 -кнопка управления попереч-
ными кренами, 7- кнопка управления продоль-
ными кренами, "-лампочка освещения шкалы,
0 -инструкция.
В левом верхнем углу помещается патрон с лампочкой осве-
щения шкалы прибора. Под окном прибора находится дощечка
с краткой инструкцией. Под
---,     дощечкой хранятся две за-
;      пасные электролампочки.
^ :                                                                                                                                                               На   сферической   шкале
нанесена горизонтальная
линия. Самолетик-индекс
связан с гироскопом и мо-
жет вращаться вокруг сво-
его центра, а также пере-
мещаться в вертикальной
прорези шкалы. Положение
самолетика относительно
горизонтальной линии на
шкале воспроизводит поло-
жение самолета относитель-
но горизонта.
Величина поперечного
крена указывается на сфе-
рической шкале индексом,
связанным с гироскопом.
Индекс обратной связи по-
перечного крена располо-
жен несколько выше. Угол
наклона продольной оси са-
молета отсчитывается по
правой вертикальной шка-
ле, связанной с горизон-
тальной рамкой гироузла.
На эту же шкалу выведен
индекс обратной связи про-
дольной стабилизации,уста-
новленный на коллекторе
продольной стабилизации.
На задней   стенке при-
бора (фиг. 372) находятся
шесть  отверстий с резино-
выми уплотняющими коль-
цами. К отверстию 10 под-
водится воздух для питания
гироскопа и сопел обратной
связи.  Через  отверстие 15
отводится отработанный воз-
дух или при вакуумном питании к нему присоединяется тру-
бопровод от вакуумнасоса.  Остальные отверстия  служат для
Фиг. 372. Автомат    продольной и попе-
речной стабилизации  (вид сзади):
10-подвод сжатого воздуха, 11, 12, 13, Н-отвер-
стия для присоединения пневмореле, IS-отвер-
стие для отвода воздуха (или для подключения
вакуумного питания), /в-штепсель к лампочке
освещения, 17,18-маховички обратной связи.
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
457
присоединения к ним пневмореле. На задней стенке находятся
также два маховичка с пробковыми дисками для присоединения
обратной связи прибора к роликам монтажного кронштейна.
Штепсель 16, помещенный на задней стенке прибора, служит
для подводки тока к лампочке освещения.
Рама с гироскопическим узлом. Гироскопический узел авто-
мата продольной и поперечной стабилизации (фиг. 373) заим-
ствован от обычного авиагоризонта АГП-2. Ось гироскопа на-
Фиг. 373. Рама с пироузлом автомата продольной и поперечной
стабилизации:
1-горизонтальная рама,  2- гшслонка обратной связи продольной  стабилизации,
3-шкала, 4-полукольцо.
клонена на 2° в сторону полета для уменьшения ошибок при
выходе самолета из виража.
Горизонтальная рамка имеет облегченную конструкцию. На
ней укреплена заслонка обратной связи 2 продольной стабили-
зации. Шкала 3, указывающая угол наклона продольной . оси
самолета, имеет градуировку до 80° для пикирования и до 40°
для кабрирования. Для того чтобы заслонка поперечной стаби-
лизации могла перемещаться при любых продольных углах на-
клона, сверху на гироузле установлено направляющее полу-
кольцо 4, по пазу которого скользит штифт поводка, связанного
с заслонкой поперечной стабилизации. Поводок установлен на
шариковых подшипниках и точно повторяет поперечные углоБые
перемещения гироскопа.
Узел платы. Плата, на которой помещены механизмы
управления продольной стабилизации, является боковой крыш-
кой прибора. По конструкции она идентична плате автомата
курса и отличается о г нее только отсутствием коррекционной
458
Глава десятая. Автопилот
катушки и тем, что взамен полной конической шестерни по-
ставлен конический сектор.
Узел диференциала поперечной стабилизации. Диференциал
поперечной стабилизации, изображенный на фиг. 374, харак-
терен тем, что движение подается и снимается с одной стороны.
Трибки / и 2 сделаны полыми
и через них пропущена ось 3.
На оси закреплен маховичок
обратной связи (на фиг. 374
не показан). Ось 3 вращает
трибку 2, помещенную в кор-
пусе 4. Далее движение пере-
дается на шестерню 5 и через
промежуточную шестерню (на
фиг. 374 не показана) на
трибку /. На конце этой триб-
ки на шлицах закреплена ше-
стерня 6, которая в свою оче-
редь сцепляется с сектором
коллектора поперечной стаби-
лизации (фиг. 375).
Общая сборка автомата
продольной и поперечной ста-
билиэации. Расположение от-
дельных узлов в корпусе авто-
мата видно на фиг. 375. Рама с
гироузлом 2 установлена на
подшипнике 3 и центрике 4,
которые укреплены на стен-
ках прибора. Воздух для пита-
ния гироузла и обратной связи подводится резиновыми труб-
ками от камер 5 и 6, соединенных с отверстиями на задней
стенке прибора.
Вращение кнопки 7 передается на коллектор продольной
стабилизации следующим образом. Через ряд промежуточных
шестерен (фиг. 376) вращение передается коронной шестер-
не диференциала 8 (см. фиг. 375). На оси диференциала на-
ходится коническая шестерня 9, сцепляющаяся с коническим
сектором коллектора 10.
Вращательнор движение на коллектор поперечной стаби-
лизации от-кнопки // передается через ось 12, две спираль-
ные шестерни 13 и 14 и червяк 15, смонтированный на крон-
штейне 16. Червяк 15 сцепляется с коронной шестерней
диференциала 17. На полой трибке дпференциала закреплена
шестерня 18, сцепляющаяся с сектором коллектора 19. За
Фиг. 374. Узел диференциала попе-
речной стабилизации:
1, 2-трибки, 3 - ось, 4-корпус, 5, 6-ше-
стерни.
____________§ 59. Конструкция автопилота АП-42__________459
один оборот кнопки сопло поперечной стабилизации поворачи-
вается на 3°.
Освещение автомата поперечной и продольной стабилиза-
ции выполнено так же, как и в автомате курса.
Монтажный к р о н; ш т е и н. Монтажный кронштейн,
изображенный на фиг. 377, является вспомогательным узлом,
облегчающим и упрощающим монтаж и эксшюатацию авто-
пилота. К кронштейну подводятся все пневматические трубо-
проводы, тросы обратной связи, гибкий вал от курсмотора н
электрические провода. Автомат курса и автомат продольно-
поперечной стабилизации устанавливаются на кронштейне при
помощи направляющих салазок и крепятся четырьмя бол-
тами.
Монтажный кронштейн устанавливается на самолете на
специальных резиновых амортизаторах типа Лорд.
Вес кронштейна из алюминиевого сплава 2,1 кг.
Гидравлический агрегат. Гидравлический агрегат
(фиг. 379) объединяет ряд узлов гидравлической системы и
пневматические реле автопилота. Такое объединение в одном
агрегате ряда узлов автопилота облегчает монтаж автопилота
на самолете, позволяет обогревать масляные золотники теп-
лым маслом и уменьшает габариты монтажного кронштейна,
устанавливаемого на приборной доске. Гидроагрегат монти-
руют на самолете жестко, без амортизаторов и для масло-
проводки применяют алюминиевые трубопроводы без дюрито-
вых шлангов.
Гидроагрегат состоит из литого корпуса / с запрессован-
ными в нем тремя корпусами золотников 2, В корпусе золот-
ника находится шток 3, центрируемый в нейтральном поло-
жении при помощи пружины 4. Шток золотника через штифт 5
связан со штоком пневмореле 6. Для сокращения проводки на
самолете регулятор давления 7 также помещен в гидро-
агрегате.
От масляного насоса масло подводится под давлением к
отверстию 8. На пути масла установлен регулятор давления 7,
который поддерживает постоянное давление масла, подводи-
мого к золотникам, и стравливает избыток масла при ней-
тральном положении золотников в полость 9 корпуса гидро-
агрегата. Поток масла омывает и согревает золотники. По
каналу 10 масло поступает в среднюю часть золотника. При
перемещении штока влево или вправо масло по каналам //
и 12 направляется в соответствующие отверстия 13 или 14,
соединенные с цилиндром рулевой машинки. Отработанное
масло из машинки проходит в золотник и вытекает из отвер-
стий 15 и 16 в полость корпуса и далее в масляный бак.
460
Глава десятая. Автопилот
SJ-
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
461
>я >*
О X
а о.^д.
я; "=s
Я °
§
-t Э
к а
и а.
~" а
• -• s
1Л      s 'S
г^=я 5 -
со о я
и
о
н
га
<
олидз: I o5a:s::
В?--&1*Т11??
SMgsS^iSS
|я-|а_ з-ё,э!
5*
5 о .
Ш'ШЧ"
Е|Ч."§*ЙР"Й
S
J-i
?|§§
Ы1Г
.1
.9-"о;
rt
W
j -j <U Н U ,
>•?-* = '
се -•
S Ч С^ U
^§V§0
о и о
& н
В о

. ? _
о s g s л
|i&sl---i|
ISollSSSfi
f &    V ? m я a-     n
o> " I     a o s A s
м с S'Wb. ч X I ~i ч
0 ЯЛ. '  I
H aS "*?<3>
IsS"1
аая"
462
Глава десятая. Автопилот
Продольная
стабилизация
Диференциал и
Б
В
Стабилизация
Г
Фиг. 376. Кинематика
передач продольной и
поперечной стабилизации:
Л-кнопка продольной стаби-
лизации, В-шестерня от об-
ратной связи, -В -сектор кол-
лектора продольной стабилиза-
ции, /'-кнопка поперечной
стабилизации, Д-шестерня от
обратной связи, Е-сектор кол-
лектора поперечной стабили-
зации.
Фиг. 377. Монтажный
кронштейн (вид сзади):
1-ролики обратной связи,
2-диски [для присоединения
обратной связи автоматов,
3-штуцер вакуумного пита-
ния, 4, й-штуцеры компрес-
сивного питания, в, f- штуце-
ры для присоединения пнев-
мореле, 8-штепсели освеще-
ния, 9-штепсель коррекции,
10-угловая-передача для при-
соединения курсмотора.Л-на-
правляющие салазки.
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
463
Фиг. 378. Монтажный
кронштейн (вид спереди).
По fib
Фиг. 379. Гидравлический
агрегат:
1-корпус агрегата, 2-корпус ма-
сляного золотника, 3~шток золот-
ника, 4-пружина, В-штифт, в-
шток пневмореле, 7-регулятор
давления масла, "-отверстие для
подвода масла, 9-полость в кор-
пусе агрегата, 10, 11, 12-масля-
ные каналы, 13, 14-отверстия
для подвода масла к рулевым ма-
шинкам, 15, 16-отверстия для от-
вода отработанного масла, 17 - ка-
нал для отвода капельного масла,
18-штуцеры.
LjJ/0  L--J  /7
464
Глава десятая. Автопилот
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
405
JS
V
ч
>.
О,
§
О
<IS|
3--1
е;      И
If §
TI&
"л v -а
S-S
- s >>
"1Ё
^о I
S ч"
S§S
" ^ о.
iif
•-ij
" е; 35
И         -->        ?
1-1
"§.?
Hf f
о I
2^S
cl 33
О.Н
j? " Я
ss§
lag
2 I =
I*.
"Ч IN.
30 Приборы на самолете
466                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                           Глава десятая. Автопилот
С каналом 10 сообщается отверстие для присоединения мано-
метра, показывающего давление масла. Для отвода из золот-
ников капельного масла предусмотрен канал 17. С ним же
соединяются капиллярные отверстия реле, защищенные филь-
трами. Реле соединяются с автоматом курса и автоматом по-
перечной и продольной стабилизации через угловые штуцеры /8
при помощи дюритовых шлангов.
Рулевые машинки. Присоединенные при помощи тро-
сов к рулям самолета рулевые машинки являются силовой ча-
стью автопилота.
Конструктивно рулевые машинки выполняются в двух ва-
риантах: три цилиндра рулевых машинок отлиты в одном бло-
ке- блочная машинка; каждый цилиндр выполнен отдельно -
раздельные рулевые машинки. По устройству и принципу ра-
боты они совершенно одинаковы.
Блочная рулевая машинка (фиг. 380) состоит из трех не
сообщающихся между собой цилиндров, отлитых из легкого
металла. Внутри каждого цилиндра ходит поршень 1, который
состоит из двух кожаных манжет, разделенных шайбой и за-
тянутых гайками. Шток поршня свинчен из двух частей 2, за-
штифтованных во втулке 3. Стержни штока выходят из ци-
линдра через сальники 4.
Масло распределяется между камерами цилиндра по кана-
лам 5, которые сообщаются с камерами через отверстия 6. Че-
рез штуцеры 7 и 8 в рулевую машинку вводится масло от
масляного золотника.
Кран включения 9 рулевой машинки показан на фиг. 381
слева, в положении "включено"; он разделяет канал 5 на две
полости, и масло может выйти из рулевой машинки только че-
рез золотник. При повороте крана 9 на 90° масло из правой
полости при смещении поршня вправо будет переходить в ле-
вую полость и наоборот. При таком положении крана автопи-
лот работать не будет и рули можно перекладывать вручную.
Для того чтобы летчик мог управлять самолетом вручную,
не выключая автопилота, а также на случай повреждения
крана выключения имеется предохранительный клапан 10 (см.
фиг. 380), расположенный над цилиндрами рулевой машинки.
Клапан состоит из втулки 14, запрессованной в верхней части
рулевой машинки, двух шариков 13, пружин 12 и регулировоч-
ных винтов //.
Работа клапана заключается в следующем. Если летчику
необходимо вручную управлять самолетом, не выключая авто-
пилота, он прикладывает к органу управления усилие прибли-
зительно в два раза больше нормального. Это создает в одной
из полостей рулевой машинки давление, превышающее рабо-
чее. Давление, действуя на шариковые клапаны, отжимает ша-
_____________§ 59. Конструкция автопилота АП-42__________467
рик, вследствие чего полости цилиндра рулевой машинки со-
общаются между собой. В это время рули можно переклады-
вать вручную. Регулировочные винты И служат для регулиро-
вания давления пружины 12 на шарик 13, так чтобы оно было
на 1-2 ат больше рабочего давления масла в рулевой ма-
шинке.
Для удобства монтажа на некоторых типах самолетов при-
меняются раздельные рулевые машинки. В этом случае кран
включения и предохранительные клапаны ставятся отдельно от
цилиндров. По устройству раздельные рулевые машинки ана-
логичны блочным.
JU
_3=3г
• 0=0/        Включено
Выключено
Фиг. 381. Схема работы крана включения рулевой машинки.
Ход штока блочной рулевой машинки равен 100 мм; ход
штока раздельных рулевых машинок--80 и 100 мм.
Масляный бачок. Масляный бачок содержит запас
масла для питания силовой части автопилота. Масло заливает-
ся в бачок на 2/3 его высоты через специальное отверстие в
крышке, которое закрывается нарезной пробкой. Из бачка ма-
сло засасывается помпой. В дно бачка ввернута пробка, пред-
назначенная для слива загрязненного масла.
Двухстрелочный манометр. Для измерения дав-
ления воздуха и масла в воздушной и гидравлической системах
автопилота АП-42 применяются манометр масла от 0 до
20 кг/см2 и манометр воздуха от 0 до 200 мм рт. ст., объеди-
ненные в одном стандартном корпусе диаметром 60 мм. Рабо-
чие диапазоны отмечены на шкале дугами. Манометр воздуха
может работать как на вакууме, так и на давлении. Крепится
прибор стандартным крепежным кольцом.
При отсутствии двухстрелочного манометра пользуются
двумя раздельными манометрами в отдельных корпусах диа-
метром 60 мм.
Дренажный бачок. В том случае, когда масляный
бак расположен выше гидроагрегата, капельное масло не мо-
жет стекать из золотника в бак самотеком, а направляется в
специальный дренажный бачок (фиг. 382), из которого отса-
сывается масляным насосом.
30*
468
Глава десятая. Автопилот
Дренажный бачок состоит из корпуса /, в котором установ-
лен игольчатый клапан 2, жестко связанный с поплавком 3.
Пружина 5, установленная между крышкой 4 и поплавком 3,
давит на клапан 2 и закрывает отверстие, ведущее к всасываю-
щей линии масляного насоса. По мере накопления капельного
масла из золотников поплавок будет стремиться всплыть на по-
8 атмо-
сферу
СтоЬлнгсла
из золотников
1ЦЛ'всасывающей
I линии масляного
\     насоса
Фиг. 382. Дренажный бачок:
1-корпус, г-игольчатый клапан,  3-попла-
вок, &-крышка, S-пружина.
ТО-------
Фиг. 383. Масляный фильтр.
верхность масла и поднять за собой клапан, чему противодей-
ствует пружина. Таким образом по мере накопления масла
подъемная сила поплавка и давление его на пружину увеличи-
вается.
Когда в дренажном бачке наберется такое количество
масла (около 70 ел!3), что подъемная сила поплавка преодо-
леет силу противодействия пружины 5, клапан приподнимется
и откроет отверстие, ведущее к всасывающей линии масляной
системы, а масляный насос отсосет часть масла из дренажного
бачка. С падением давления клапан под действием пружины
снова закроет отверстие, ведущее к масляному насосу. Следо-
вательно, воздух не может попасть в масляную систему.
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
469
Для того чтобы в дренажном бачке над пружиной не об-
разовывался вакуум, имеется отверстие, через которое внутрен-
няя часть бачка сообщается с атмосферой.
Регулятор давления воздуха. Регулятор давле-
ния воздуха применяется в том случае, если питание автопи-
лота производится от нагнетателя авиационного двигателя. Ре-
гулятор поддерживает постоянное давление в воздушной ма-
гистрали независимо от величины избыточного давления в кол-
лекторе нагнетателя. Регулятор давления изображен на фиг. 343
и состоит из двух частей: нижней, в которой помещается
фильтр, и верхней - собственно регулятора.
Фиг. 384. Обратный масляный клапан:
1-корпус, 2-втулка, S-шарик, 4- гайка, 5-пружина.
Масляный фильтр. Масляный фильтр (фиг. 383) слу-
жит для фильтрования масла, питающего гидросистему авто-
пилота. Масляный фильтр состоит из корпуса и фильтрующей
части, собранной из металлических пластинок с крестообразной
вырубкой. Между пластинками создается зазор 0,06-0,07 мм;
просачиваясь в этот зазор, масло фильтруется.
Обратные масляный и воздушный клапаны.
Обратный масляный клапан имеет два назначения: он подает
масло в сеть всегда в одном направлении и не допускает про-
извольного стекания масла из рулевых машинок в масляный
бак (если они расположены выше бака), предохраняя систему
от проникновения воздуха.
Обратный масляный клапан (фиг. 384) состоит из корпуса /,
оканчивающегося двумя штуцерами, к которым присоединяют-
ся трубопроводы. В прилив внутри корпуса запрессована втул-
ка 2, отверстие которой закрывает шарик 3, прижимаемый пру-
жиной 5 через гайку 4. Гайка одновременно служит направ-
ляющей для шарика, когда он отходит под напором масла от
втулки.
470
Глава десятая. Автопилот
Сопротивление клапана равно примерно 175 мм рт. ст.
Обратный воздушный клапан предохраняет систему от по-
падания масла в гироскопические агрегаты и от выбивания в
них стекол при обратном вращении вакуумяасоеа. Клапан (см.
фиг. 346) состоит из корпуса, оканчивающегося двумя штуце-
рами, к которым присоединяются трубы воздушной сети авто-
пилота. Внутри корпуса имеется прилив, к которому прижат
дружиной клапан, вращающийся на оси. Верхняя часть клапана
3 В
Фиг. 385. Масляный насос МК-1:
1-корпус, 2, 3-подпятники, 4-стакан, 5, в -шпильки, 7 - гайка, S-ротор, 9- шлице-
вой хвостовик, 10-муфта Ольдгейма, 11-пружина,..
закрыта пробкой. Воздух может проходить через клапан только
в одном направлении.
Источники питания системы автопилота.
Чувствительная часть автопилота может работать как на дав-
лении, так и на вакууме. При работе на давлении в качестве
источника питания может быть использован нагнетатель авиа-
ционного двигателя или вакуумнасос АК-4 со стороны выхлопа;
при работе на вакууме используется вакуумнасос АК-4 со сто-
роны всасывания; описание вакуумнасоса АК-4 см. на стр. 412.
Для приведения в действие гидравлической системы исполь-
зуются масляные насосы МК-1, 38Р или МШ-3.
Масляный насос МК-1 (фиг. 385) состоит из корпуса 1, в
который туго посажены два подпятника 2 и 5 со стаканом 4,
заключенным между ними. Стакан и подпятник установлены на
шпильки 5 и б. Продольное перемещение их ограничивается
гайкой 7.
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
471
Внутри стакана в роторе 8 имеются четыре лопасти Л
(фиг. 386), ротор посажен эксцентрично и связан через муфту
Ольдгейма 10 (см. фиг. 385) со шлицевым хвостовиком 9.
Внутренний объем стакана масляного насоса (фиг. 386)
разделен на четыре части А, Б, В и Г. Если принять, что ротор
вращается против часовой стрелки, то объемы А и Б увеличи-
ваются, а объемы В и Г уменьшаются; масло будет засасы-
ваться в штуцер Д и выталкиваться в штуцер Е.
Л
••---Направление вращения ло-де-г
•*- ssssrfjomoH Jkvdtioomu
Фиг. 386. Схема работы масляного насоса.
Под действием увеличивающегося давления внутри камер
В и Г масло стремится просочиться в зазор между ротором и
подпятником. Средством, предохраняющим от просачивания
масла, служит пружина 77 (см. фиг. 385), прижимающая муф-
ту Ольдгейма к подпятнику, а также соединение объемов А к В
с сальниковой частью насоса, где собирается просачивающееся
масло.
Соединительный канал должен обязательно выходить в ка-
меру всасывания, иначе масло будет нагнетаться в сальниковую
часть насоса и дальше, в картер авиационного двигателя. Та-
ким образом каждый насос может работать только в одном
направлении (правое или левое вращение), что является не-
достатком данной конструкции.
Насос приводится в действие через хвостовик от приводного
валика авиационного двигателя и потребляет мощность около
1,5 л. с. Производительность насоса около 9 л в минуту при
2200 об/мин., давлении в нагнетающей магистрали 10 ат и раз-
режении на линии 250 мм рт. ст.
Механизмы дистанционного управления.
К механизмам дистанционного управления (фиг. 387) относят-
472
Глава десятая. Автопилот
ся: курсмотор, кнопка штурмана, кнопка летчика и распредели-
тельная коробка.
Курсмотор представляет собой небольшой шунтовой электро-
мотор типа МУ-31, который имеет редуктор с передаточным
отношением 1 : 150. При напряжении 26 V курсмотор дает на
выходе редуктора 42 об/мин.
!"'  1                                                                                                                                                                                                                                '"'                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                             \
Фиг. 387. Механизмы дистанционного управления:
1-кнопка штурмана, 2-курсмотор, 3-кнопка летчика, 4-распределительная коробка.
Кнопка штурмана содержит группу контактов для реверси-
рования электромотора и реостат для изменения числа его обо-
ротов. Реостат позволяет плавно менять число оборотов мо-
тора. Число оборотов мотора зависит от величины угла, на ко-
торый повернута ручка от нейтрального положения. Макси-
мальная скорость разворота 180° в минуту, минимальная - око-
ло 90° в минуту. Для присоединения проводников отвертывают
две гайки с задней стороны корпуса, снимают кожух и укреп-
ляют концы проводников согласно номерам электрической схе-
мы кнопки (фиг. 388) и распределительной коробки. Кнопка
монтируется в любом месте, удобном для штурмана.
Кнопка летчика имеет группу контактов для реверсирования
мотора. Кнопкой'летчика можно осуществить разворот с двумя
§ 59. Конструкция автопилота АП-42
473
различными скоростями 120 и 210° в минуту. Для скорости 120°
в минуту положение ручки фиксировано, соответственно чему
на кнопке имеются два фиксированных положения для левого
и правого разворотов (отметки "Л" и "П"). Для того чтобы
получить скорость 210° в минуту, достаточно повернуть ручку
Фиг. 388. Электрическая схема кнопки штурмана.
кнопк'и дальше за отметку "Л" или "П". Для присоединения
проводников снимают кожух и соединяют концы проводников
с клеммами кнопки согласно номерам клемм распределитель-
ной коробки и электросхеме кнопки летчика (фиг. 389). Кнопку
Л
•П
Фиг. 389. Электрическая схема кнопки летчика.
летчика  монтируют на штурвале так, чтобы ею удобно было-
пользоваться.
Распределительная коробка содержит 11 клемм для соеди-
нения электрических элементов дистанционного управления и
трех сопротивлений для регулирования скорости разворота.
Коробка устанавливается в любом удобном месте.
474_______________Глава десятая. Автопилот________________
Основные характеристики автопилота АП-42
Предел работы прибора на высоте   . . .                                                                                                                                                            9000-10000 м
Температурный интервал работы:
а)"чувствительной части......                                                                                                                                    от + 60 до- 35°С
б) гидравлического агрегата.....                                                                                                                                    от -J- 60 до - 60°С
Угловые колебания самолета   .    ....                                                                                                                                                                                           +0,5°-Г
При помощи автопилота можно совершать:
а)                      кабрирование...........                                                                                                                                                под углом до 35*
б)                      пикирование...........                                                                                                                                                                    ,       ,      " 80°
в)                      вираж..............                                                                                                                                                с углом      " 55*
Скорость автоматического разворота:
а)                      при управлении кнопкой штурмана                                                                                                                            от  90 до 180°/мин.
б)                       при управлении кнопкой летчика .                                                                                                                             от 120 до 210°/мин.
Рабочее давление масла в гидросистеме .                                                                                                                                                                        7-11 кг/см.1
Вакуум или наддув для питания гиро-
скопа ..............                                                                                                                                                                       90 мм рт. ст.
Тяговое усилие рулевых машинок ....                                                                                                                                                                                                                                               85 кг
Мощность, потребляемая автопилотом . .                                                                                                                                                                                    1,5 - 2 л. с.
Габариты чувствительной части, разме-
щенной на приборной доске ... .                                                                                                                                                                                    145x266 мм
Вес чувствительной части с монтажным
кронштейном............                                                                                                                                                                                                                                10,1 кг
Вес всей установки с проводкой и маслом                                                                                                                                                                                           около 30 кг
§ 60. Монтаж автопилота АП-42 на самолете
Надежность работы автопилота в воздухе в большой сте-
пени зависит от качества монтажа прибора на самолете. Целе-
сообразное размещение агрегатов, правильность и тщательность
всех соединений - основные факторы, определяющие надеж- •
ность и безотказность прибора в работе, а также простоту в
повседневном обслуживании его. Монтажная схема автопило-
та АП-42 приведена на фиг. 390.
Размещение агрегатов на самолете. Автомат
курса и автомат поперечной и продольной стабилизации уста-
навливаются на направляющих салазках монтажного крон-
штейна и крепятся четырьмя болтами диаметром 5 мм.
Монтажный кронштейн устанавливается за приборной до-
ской, по возможности в центральной верхней ее части, с таким
расчетом, чтобы обеспечить летчику максимально удобную
визуальную и механическую связь с автоматами, помещаемыми
на кронштейне. Передняя плоскость автоматов располагается
заподлицо с приборной доской.
Если монтажный кронштейн устанавливают на его аморти-
заторах, то между автоматами и приборной доской по всему
лериметру оставляют зазор не менее 6 мм для предохранения
приборов от ударов о доску во время руления, взлета и по-
садки.
§ 60. Монтаж автопилота АП-42 на самолете                                                                                                                                                                                                                       475
Нижние амортизаторы воспринимают полный вес кронштей-
на и приборов, поэтому они должны быть достаточно жесткими.
Верхние амортизаторы являются только поддерживающими,
поэтому они должны быть значительно эластичнее нижних.
Отверстия для крепления верхних амортизаторов делаются
овальными, что позволяет выравнивать передние плоскости
автоматов относительно приборной доски. Для разгрузки верх-
них амортизаторов между ними и монтажным кронштейном
ставят шайбы.
Монтажный кронштейн крепят к амортизированной доске
жестко, без амортизаторов. В этом случае зазор между авто-
матами и доской можно делать значительно меньше - около
1 мм, чтобы только можно было вынуть автоматы.
При установке кронштейна следует предусмотреть возмож-
ность свободного доступа к его задней стенке для монтажа
тросов обратной связи, гибких шлангов и электропроводки
агрегатов дистанционного управления.
Монтажный кронштейн должен быть металлизован согласно
общим требованиям к металлизации самолетного оборудования.
Гидравлический агрегат устанавливают позади монтажного
кронштейна в горизонтальном положении (при положении са-
молета в линии полета), причем расстояние между монтажным
кронштейном и гидроагрегатом должно быть минимальным,
бледует предусмотреть возможность • свободного доступа для
разборки и осмотра золотников и реле, а также для регулиро-
вания редукционного клапана. Гидроагрегат монтируют жестко,
без амортизаторов и для маслопроводки применяют алюминие-
вые трубы.
Масляный фильтр (см. фиг. 383) ставят в вертикальном по-
ложении так, чтобы грязь могла отстаиваться в его нижней
части, и помещают в линию нагнетания масла вблизи от гидро-
агрегата.
Тип рулевой машинки и место ее установки на самолете
всецело зависят от схемы управления самолетом.
Рулевые машинки следует устанавливать возможно ближе
к гидроагрегату для уменьшения потерь в трубопроводах. Ма-
шинки можно устанавливать вертикально или горизонтально,
но горизонтальная установка более желательна, так как в этом
случае легче удалять воздух из цилиндров. Следует преду-
сматривать возможность свободного доступа к машинкам для
регулирования перепускных клапанов и замены сальников што-
ков и крана включения.
Желательно применять установку строенного блока, если
возможно включить его в схему управления самолета, незави-
симо от величины ходов тросов или тяг управления, так как это
дает возможность значительно сократить общую длину трубо-
476        __________Глава десятая. Автопилот
проводов. Рулевые машинки можно включить в систему управ-
ления самолетом последовательно (фиг. 391) к основным тро-
сам управления или параллельно (фиг. 392) этим тросам, что
Фиг. 391. Схема последовательного включения рулевых машинок.
Фиг. 392. Схема параллельного включения рулевых машинок.
зависит от конструкции управления каждого типа самолета.
Центры штоков рулевых машинок на участке включения в схе-
му управления должны совпадать с центрами тросов или тяг;
перекосы недопустимы.
Рулевая   машинка  должна   быть   прикреплена достаточно
жестко к конструкции самолета с таким расчетом, чтобы она
§ 60. -Монтаж автопилота АП-42 на самолете
477
могла выдерживать нагрузку порядка 250 кг. На фиг. 393 по-
казан один из способов установки и крепления рулевой машин-
ки. При любом способе установки рулевой машинки под нее
необходимо ставить корыто для стока масла, просачивающего-
ся сквозь манжеты сальников и предохранительные клапаны.
Между лапками рулевой машинки и корытом прокладываются
кожаные шайбы. Для стока масла из корыта делается отвод
в специальный бачок или за борт самолета.
Масляный бак  к  комплекту автопилота   не  прилагается,
а изготовляется на самолетостроительном заводе. Конфигура-
Фиг. 393. Установка и крепление рулевой машинки.
ция бака не имеет значения. При заполнении объема бака на
8/4 он должен вмещать 3/4 л масла. На линии всасывания ста-
вят внутри бака сетчатый фильтр. Нужно предусмотреть отвер-
стие для заливки масла и спуска из бака отработанного масла,
а также возможность измерения количества масла. В верхней
крышке бака следует предусмотреть отверстие с резьбой
Бриггса У8" для присоединения дренажной трубки, посредством
которой внутренний объем бака сообщается с атмосферой.
Масляный бак рекомендуется -устанавливать ниже гидро-
агрегата для обеспечения самотека дренажного масла, которое
просачивается через золотники. Если по условиям монтажа
этого сделать нельзя, то в дренажную линию включают дре-
нажный бачок.
Наиболее вредное влияние на работу автопилота при низких
температурах оказывает загустение масла в гидросистеме авто-
пилота; для предохранения масла от загустения масляный бак
ставят в теплом или обогреваемом месте. Лучше всего уста-
навливать его вблизи авиационного двигателя - на лонжероне,
подкосах или противопожарной перегородке со стороны дви-
гателя. Бак можно устанавливать также в кабине пилота, борт-
радиста или в другом теплом месте.
Крепят масляный бак двумя кольцами жестко к конструк-
ции самолета в вертикальном положении. Бак нельзя распола-
478_____________Глава десятая. Автопилот________________
гать ниже, чем на 1 м от масляного насоса, так как иначе
насос не сможет засосать масло нз бака и гидросистема пере-
станет работать вследствие падения давления. Следует обеспе-
чить свободный доступ к баку для доливания масла, наблюде-
ния за его уровнем и слива отработанного масла.
Дренажный бачок устанавливают ниже гидроагрегата, но
не далее 1 м от него, для обеспечения слива дренажного масла
самотеком.
Монтаж системы управления. Для включения
рулевой машинки в систему управления используют тросы,
применяемые для силовой проводки самолета. Силовые тросы
соединяются со штоками рулевой машинки при помощи спе-
циальных коушей, вплетаемых в концы тросов. Коуши с тро-
сами вводятся в прорези наконечников штоков рулевых маши-
нок и соединяются пальцами диаметром 10 мм, которые в свою
очередь шплинтуются. При включении рулевой машинки в си-
стему жесткого управления в наконечники штоков входят не
коуши с тросами, а наконечники тяг с шариковыми подшип-
никами.
Перед заплеткой тросы загибаются при нейтральном поло-
жении рулей и средних положениях поршней рулевых маши-
нок.
Вместо заплетки тросов применяется также завальцовка
концов тросов в специальные наконечники, которые входят в
наконечники штоков и соединяются пальцами.
При замере тросов руля высоты необходимо учесть, что при
отклонениях от нейтрального до крайних положений руль вы-
соты имеет неодинаковый ход. Поэтому при недостаточном за-
пасе в ходе штока рулевой машинки среднему положению
поршня должно соответствовать не нейтральное, а среднее по-
ложение руля относительно крайних точек. В конструкции са-
молета должны быть предусмотрены ограничители хода руле-
вого управления. Не следует пользоваться рулевой машинкой
как ограничителем хода тросов или тяг управления.
Монтаж обратной связи. Обратная связь автопи-
лота, как сказано выше, предназначена для ограничения от-
клонений рулей пропорционально отклонениям самолета. Мон-
таж системы обратной связи заключается в соединении гибким
стальным тросиком роликов обратной связи каждой стабилиза-
ции с соответствующими роликами рулевой машинки. Таким
образом подвижные коллекторы чувствительной части автопи-
лота связываются с рулевой машинкой, а следовательно, и с
рулями.
Обратная связь должна быть достаточно чувствительной, с
тем чтобы малейшие отклонения рулей сказывались на откло-
§ 60. Монтаж автопилота АП-42 на самолете
479
нениях соответствующих индексов. Изменяя диаметр роликов
обратной связи, можно повысить или понизить чувствитель-
ность обратной связи, так как от этого зависит передаточное
отношение обратной связи.
Передаточным отношением обратной связи автопилота на-
зывается отношение угла отклонения руля к углу отклонения
индекса обратной связи:
"•-=-3--.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                             (1)
"С
Согласно исследованиям, проведенным в ЦАГИ, и на осно-
вании данных опыта эксшюатации минимальные затухающие
колебания самолета при полете с включенным автопилотом до-
^^\
Руль
ъ	----- дрр--- ig	*          /fc.                           *Y Ж^ЕтД                                    tl ---- IUT>^                                                 1
	п ---- 1$ -- :Z	tr^fe ----- v&*- ^             ----- *
Рулевая машин/ia
Трос обратной
сёязи
йбтомат
kypca
Фиг. 394. Кинематическая схема обратной связи:
/-ход рулевой машинки в мм, d-диаметр роликов обратной связи в мм, i-переда-
точное отношение внутри прибора, равное V* Для всех трех стабилизации.
стигаются при передаточных отношениях /=0,4-0,8, причем
большие передаточные отношения следует брать для тяжелых
самолетов, а меньшие - для легких самолетов, чувствительных
к рулям управления; для большинства современных самолетов
можно брать у=0,5-0,6.
На фиг. 394 изображена кинематическая схема передач от
руля до индекса обратной связи курсовой стабилизации.
При ходе рулевой машинки /, угол поворота индекса обрат-
ной связи
ас = -1-360гп.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                       (2)
Подставляя это значение ас в формулу (1), получим
i - -
360/п/
(3)
480                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                           Глава десятая. Автопилот______________
откуда диаметр ролика обратной связи
d = 360'-"-.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                      (4)
Я"р
Подставляя в формулу (4) значение постоянных величин
^-=28,6,
JU
окончательно получим диаметр ролика обратной связи для лю-
бого передаточного отношения:
./=28,6/-.                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                        (5)
"Р
Пример. Желательно получить для смонтированного автопилота пере-
даточное отношение / = 0,5. Полный ход рулевой машинки /=176 мм; угол
176
поворота руля <*"= ^ 30°; d = 28,6 • 0,5 - = 42мм.
бо
Для получения желаемого передаточного отношения в ком-
плекте автопилота АП-42 предусмотрены ролики различных
диаметров, а именно: 25, 28, 32, 35, 38, 42, 45, 50, 57 и 65 мм.
Диаметр ролика, подходящий для данного типа самолета, окон-
чательно устанавливается после проведения летных испытаний.
От правильного выбора размеров роликов обратной связи за-
висит качество работы автопилота.
Тросы обратной связи, как правило, присоединяют к штокам
рулевых машинок и только в исключительных случаях, когда
прокладка троса от рулевой машинки до монтажного крон-
штейна очень затруднительна, допускается крепление троса к
промежуточным качалкам или рычагам управления, находя-
щимся вблизи монтажного кронштейна. Для монтажа обрат-
ной связи обычно применяется эластичный многожильный сталь-
ной трос диаметром 1,9-2 мм.
Для крепления тросов к штокам рулевой машинки на шейки
наконечников штоков, ближайших к установочному кронштей-
ну, надевают специальные серьги. Серьги должны свободно, но
без люфтов, вращаться на шейках наконечников. Над штоками
с серьгами устанавливают текстолитовую пластинку с проре-
зями, ширина которых соответствует толщине серег, а длина -
ходу штока рулевой машинки. Серьги пропускают в эти про-
рези и пластинку жестко крепят к конструкции самолета. Пла-
стинка служит направляющей для серег, предохраняя тросы
обратной связи от скручивания с силовыми тросами. В отвер-
стия серег пропускают коуши размером 2 мм и заплетают тро-
сики. Один из вариантов направляющей для тросов обратной
связи показан на фиг. 395
§ 60. Монтаж автопилота АП-42 на самолете
481
Укрепленные указанным способом тросы подводят за при-
борную доску кратчайшим путем, избегая лишних изгибов и
по возможности сокращая количество направляющих роликов.
Направляющие ролики для обратной связи имеют диаметр
не менее 50 мм, изготовляются из текстолита и вращаются на
шариковых подшипниках. К установочному кронштейну ролики
подводят слева или справа; подводка снизу или сверху не
допускается, так как вертикальные смещения кронштейна на
амортизаторах могут вызвать колебания самолета.
1     о.    [Г	'          2                       3 v
r~*ij	Ьй      ~^~^ х" ,_.. "              III    ..              , . .
1 -	
	s \
f-	
	
Фиг. 395. Направляющие для тросов обратной связи:
I- шток рулевой машинки,  2-серьга,  г-трос обратной связи,  4-трос управлени*,
6-направляющая планка.
В роликах обратной связи имеются пружины, служащие для
возвратного движения роликов. Пружины заводятся вправо или
влево, что осуществляется простым поворачиванием их в ро-
лике. Направление вращения роликов выбирается в зависи-
мости от удобства монтажа, однако во всех случаях оно долж-
но соответствовать указаниям фиг. 396.
Определив направление завода всех пружин и собрав в
соответствии с этим ролики, устанавливают их на кронштейне.
После сборки пружины роликов смазывают маслом МВП.
Для закрепления тросов обратной связи передвигают шток
рулевой машинки в крайнее положение по направлению вра-
щения ролика и заводят пружину ролика доотказа. Затем, от-
пустив ее на четверть оборота, заводят натянутый трос в вырез
на ведущей части ролика. Отпустив гайку крепления ролика на
оси, заламывают трос вокруг оси под гайкой. Вынув трос из
выреза и отпустив ролик, заплетают на месте залома петлю по
диаметру оси ролика. При заплетке делают не более двух про-
бивок, так как заплетка должна разместиться по внутренней
выточке ролика, не заходя в вырез.
После заплетки окончательно соединяют тросик с соответ-
ствующим роликом; вновь перемещают руль так, чтобы трое
с.заплеткой ушел от кронштейна, доотказа заводят пружину и,
введя конец троса в вырез ролика, надевают петлю на ось
31 Приборы на самолете
482
Глава десятая. Автопилот
ролика (фиг. 397). Затем отпускают ролик, который, повернув-
шись на четверть оборота, должен натянуть трос. Поставив
шайбу на ось ролика, затягивают гайку крепления.
Фиг. 396. Схема   соединения   тросе(r) на монтажном   кронштейне:
Л-ролик обратной связи руля высоты, Э-ролик обратной связи элеронов, Л'-ролик
обратной связи руля направления;
1-тросы обратной связи при роликах правого вращения, 2-тросы  обратной  связи
при роликах левого вращения.
Далее перекладывают руль в обратном направлении, npib
чем пружина ролика должна выбирать слабину троса и трос
должен ложиться на нарезку ведущей части ролика без зати-
рания или провисания. Для того, чтобы трос ложился на на-
резку ведущей части ролика как при правой, так и при левой
заводке пружины, вырез для заводки
троса делается фигурным. В зависимости
от направления заводки трос при нама-
тывании на ролик движется от корпуса
ролика к бортику или наоборот (фиг. 398)...
-  рр
I
Для правой   \ j-
забодни    г_   ~
Фиг. 397. Зарядка
ролика обратной связк.
'Лая пебой
заНодни
Фиг. 398. Правильное положение троса
на ролике обратной связи
§ 60. Монтаж автопилота АП-42 на самолете                                                                                                                                                                                                                    483
Монтаж системы включения автопилота. Не-
зависимо от места расположения и способа установки рулевой
машинки кран включения ее должен легко и надежно вклю-
чаться или выключаться из кабины летчика. Рукоятку включе-
ния рекомендуется применять в виде рукояток секторов газа.
Движению рукоятки вперед по полету соответствует положение
крана "включено", а движению назад - положение "выключе-
но"; включенное и выключенное положение рукоятки должно
фиксироваться стопорами.
Если рулевая машинка монтируется вблизи летчика, ручку
включения автопилота связывают жесткими тягами с краном
включения на рулевой машинке. Если рулевая машинка уста-
новлена на значительном расстоянии от летчика, то ручку вклю-
чения связывают с краном включения при помощи троса диа-
метром 2 мм. В этом случае на кран рулевой машинки ставят
маховичок диаметром 50 мм или качалку.
Одновременно с включением рулевой машинки желательно
включать четырехходовой кран гидросистемы; для этого его
связывают с ручкой автопилота.
Монтаж гидравлической системы. Схема гид-
равлической системы автопилота зависит от типа самолета и
обычно выполняется в двух основных вариантах: гидросистема,
обслуживающая только автопилот (см. фиг. 390), и гидроси-
стема, обслуживающая, кроме автопилота, другие агрегаты са-
молета (выпуск шасси, закрылков, тормоза и т. д.).
В настоящее время рекомендуется применять гидросистему
первого варианта, т. е. с отдельным масляным баком авто-
пилота.
После окончания монтажа всю гидравлическую систему про-
мывают следующим образом. Вместо насоса, установленного
на авиационном двигателе, приключают насос установки для
наземных испытаний автопилота, состоящий из помпы и элек-
тродвигателя. Залив масляный бак обезвоженным керосином,
включают четырехходовой кран гидросистемы и автопилот; за-
тем включают насос и устанавливают давление в системе око-
ло 3-4 кг/см2. При помощи резиновой груши подают пооче-
редно давление в реле гидроагрегата и несколько раз откло-
няют в обе стороны доотказа все рули, выдерживая их по
1-2 мин. в крайних положениях. Отключив насос и слив керо-
син из бака, тщательно промывают фильтр. После этого разъ-
единяют трубопроводы, ведущие к рулевым машинкам, и, пе-
редвигая рычаги управления, выгоняют керосин из цилиндров
рулевых машинок. Разъединив гидроагрегат с трубопроводом,
подходящим к отверстию с надписью "Бак", сливают керосин
и проверяют отсутствие течи во всех соединениях. Затем соеди-
няют все трубопроводы и заливают в бак масло.
31*
484
Глава десятая. Автопилот
Монтаж пневматической системы. Монтаж
пневматической системы автопилота выполняется в соответствии
с указаниями по монтажу гироскопических приборов (см. главу
девятую, § 56).
ВыЬодитю за пределы
Ьабины
&MWHMP      Pa3pe*k0"fl*Tft
ф 15x13-
f*
и
И       г
и НолпеНтор питания
~"h|/*<*
.Отверстие для
присоединения
указателя к
поборота Ув Браггс
Ф4.8
4 Tit
r.p I ii •
'•     --'\                                                                                                                                                              .Ф 15*13
Фиг. 399. Схема питания гироскопических агрегатов АП-42
от нагнетателей моторов авиационных двигателей:
1- монтажный  кронштейн,  2-регулятор давления  воздуха, 3-обратные  штуцеры.
4- дюритовый шланг, 5-коллектор нагнетателя авиационного двигателя, 6-штуцер
для испытания от наземной установки.
Чувствительная часть автопилота АП-42 может работать
как на вакууме, так и на давлении. Выбор схемы питания за- •
висит главным образом от типа примененного авиационного
двигателя. На самолетах с двигателями жидкостного охлажде-
ния питание осуществляется от нагнетателя двигателя согласно
схеме фиг. 399. На самолетах с двигателями воздушного охла-
ждения применяют вакуумное питание от вакуумнасоса АК-4
согласно схеме фиг. 390. При использовании вакуумнасоса АК-4
для компрессивного питания в схему приходится вводить допол-
Л' 60. Монтаж автопилота АП-42 на самолете
485
иительные сепараторы и фильтры для очистки воздуха от масла,
что усложняет монтаж и эксшюатацию прибора и все же не
гарантирует полной очистки воздуха от паров масла, загряз-
няющих прибор.
Так как монтажный кронштейн АП-42 устанавливается на
амортизаторах, то в местах перехода от алюминиевых труб к
кронштейну ставят дюритовые шланги. Кронштейн соединяется
Дюригпоеый
шланг 9*Vi
Труба №*13
воздушный
фильтр
Фиг. 400. Групповой воздушный фильтр.
с пневмореле гидроагрегата также дюрнтовыми шлангами.
Шланги проводят без резких перегибов гак, чтобы не ухудшить
амортизации кронштейна.
В случае вакуумного питания применяются либо два инди-
видуальных воздушных фильтра, навертываемых на штуцеры
кронштейна, либо один групповой фильтр (фиг. 400).
Монтаж электрической схемы. Для освещения
прибора ток подводится от бортовой сети к двум штепселям,
находящимся на задней стенке монтажного кронштейна (см.
фиг. 377).
Концы проводов припаиваются к вилкам. Для монтажа при-
меняются провода марки ЛПРГС сечением 0,75 мм2, заключен-
ные в экранирующую оплетку. Освещение включается общим
тумблером освещения приборной доски.
486
Глава десятая. Автопилот
Дистанционное управление курсмотором осуществляется
кнопкой летчика и кнопкой штурмана (фиг. 401). Кнопка лет-
чика устанавливается на штурвале управления, а кнопка штур-
мана - в месте, удобном для пользования ею при работе с при-
целом.
/2 кнопка
штурмана
2ЯннопНа
штурмана
Кнопка
лётчиНа
Нурсмото1>
Жш^щи^д/.;.^.
I ~~|Г -\Г 1Г ТГ'ЛГ   |Г Т 'ir  1Г тг 1Г   .
""^"Ш!(r)! Ш"№ "^'"^ **"**'
jJL.JL-Ji-.JL -1!_
--^jTmuT-ar-l
..Ш:Щ!(гтаШХ1ЖШ
Л__pL, JL _J'__Pi--it-1!_jL  Ji--(I__ll__i
,-л^пт----игал_
Распределительная коробНа
Фиг. 401. Электрическая монтажная схема дистанционного
управления.
§ 61. Испытания автопилота АП-42
Проверка монтажа. Ввиду того что автопилот свя-
зан с управлением самолета и упущения при монтаже могут
повлечь за собой аварию самолета, испытание в воздухе можно
проводить только после тщательной проверки автопилота на
земле.
При проверке системы управления особое внимание обра-
щают на легкость хода рычагов управления и надежность всех
соединений. Проверяют правильность установки направляющих
роликов и наличие упоров в тросах или тягах управления. Сле-
дует убедиться в отсутствии изгибающих усилий на штоках ру-
левой машинки, так как они вызывают течь масла из сальни-
ков.
Правильность работы обратной связи проверяют таким об-
разом. Отклоняют правую педаль от себя, причем картушка
обратной связи автомата курса должна двигаться влево. При
____________§ 61. Испытание автопилота АП-42__________487
отклонении штурвала от себя индекс обратной связи продоль-
ной стабилизации идет вверх. При повороте штурвала вправо
индекс обратной связи поперечной стабилизации идет вправо.
Достаточная чувствительность обратной связи характеризуется
тем, что при самом незначительном смещении рычагов управ<
ления индексы обратной связи приходят в движение.
Все ролики должны вращаться плавно и не иметь затира-
ний. Все пружины роликов обратной связи должны быть сма-
заны, так как сухие пружины не обеспечивают плавного вра-
щения роликов.
Натяжение тросов правильно, если при крайнем положении
штока рулевой машинки, когда пружина ролика заведена, ро-
лик может повернуться еще на четверть оборота. Тросы не
должны провисать или закручиваться.
При контроле системы включения автопилота проверяют
плавность перемещения ручки включения из одного крайнего
положения в другое без затираний.
При проверке гидравлической и воздушной систем убежда-
ются, что монтаж произведен правильно по монтажной схеме
для данного самолета, и проверяют надежность соединений и
крепления всех трубопроводов, а также отсутствие резких пе-
регибов у дюритовых шлангов.
Правильность монтажа электрических цепей автопилота
проверяют, включив бортовой аккумулятор; при этом должны
зажигаться лампочки освещения приборов.
Если монтаж дистанционного управления курсмотора вы-
полнен правильно, то при повороте вправо (влево) кнопки лет-
чика или кнопки штурмана верхняя картушка автомата курса
идет также вправо (влево).
Блокировка кнопки летчика работает правильно, если при
повороте кнопки штурмана влево (вправо) и одновременном
повороте кнопки летчика вправо (влево) верхняя картушка не
меняет направления и скорости вращения.
Включив радиокоррекцию, по контрольным блинкерам
убеждаются в ее работе и в том, что подаваемый ею сигнал
соответствует нужному направлению изменения курса.
Испытания после монтажа. Наземное испытание
автопилота производится до выпуска самолета на аэродром,
обычно там же, где производился монтаж.
Автопилот приводится в действие от передвижной установ-
ки, состоящей из масляного бака и двух электромоторов мощ-
ностью 0,25 кет (или бензинового двигателя типа АК-60), при-
водящих во вращение масляный насос МК-1 (или МШ-3) и
вакуумный насос АК-4. Насосы соединяются с соответствую-
щими магистралями автопилота посредством дюритовых шлан-
гов или трубопроводов.
488    ____________Глава десятая. Автопилот     _____________
Перед испытанием заливают масляный бак маслом МВП
"ли Велосит и, включив электромоторы передвижной установки,
регулятором вакуума (или давления воздуха) устанавливают
разрежение (или давление) по манометру 90 мм рт. ст., а ре-
гулятором давления масла на гидроагрегате устанавливают
давление масла, рекомендуемое для данного типа самолета.
Затем удаляют воздух из гидравлической системы, для че-
го ставят рычаги управления самолетом в нейтральное поло-
жение, совмещают индексы и включают автопилот. Посред-
ством кнопок управления несколько раз отклоняют рули и эле-
роны в обе стороны доотказа, выдерживая их 20-30 сек. в
крайних положениях, для того чтобы дать возможность воз-
духу выйти в масляный бак. Пробуют вручную небольшими
усилиями переместить рычаги управления в обе стороны. Если
они перемещаются, оказывая упругое сопротивление, и одно-
временно с ними перемещаются индексы обратной связи, то
это указывает на присутствие воздуха в цилиндрах рулевых
машинок. Упругость тросов управления не вызывает движения
индексов. Если воздух в цилиндрах еще остался, то повторяют
описанную выше операцию.
Нажимая поочередно на педали и поворачивая штурвал,
убеждаются в возможности пересаливания автопилота. В слу-
чае необходимости производят регулирование перепускных кла-
панов рулевых машинок. Поставив нейтрально рычаги управле-
ния и разарретировав гироскоп курса, совмещают индексы об-
ратной системы и включают автопилот. Все три управления
должны остаться в нейтральном положении. Если рычаги
управления имеют незатухающие колебания, разрешается уве-
личить натяжение пружин золотников в гидроагрегате.
Вращая кнопки управления, проверяют соответствие откло-
нения рулей направления вращению кнопок ("спуск - подъем",
"крен", "поворот").
Проверяют скорость движения рулевых машинок в обе сто-
роны, для чего выключают автопилот и перекладывают эле-
роны влево доотказа. После этого включают автопилот и заме-
ряют время возвращения штурвала в нейтральное положение.
Затем проделывают то же самое, отклоняя элероны вправо.
Разница во времени возвращения штурвала в нейтральное по-
ложение не должна отличаться больше чем на 25%.
Проводят такое же испытание для рулей направления и
высоты. Руль высоты может двигаться вниз несколько быстрее,
так как ему помогает его вес.
После всех описанных проверок отключают установку для
наземных испытаний, присоединяют соответствующие магистра-
ли к насосам, установленным на авиационных двигателях, и
заливают масляный бак автопилота маслом до 3А его объема.
_____________§ 61. Испытание автопилота АП-42___________489
После этого следует проверить отсутствие течи в соединениях
гидравлической системы.
Испытания автопилота перед полетом. Испы-
тания автопилота на аэродроме перед полетом обычно совме-
щаются с опробованием двигателей самолета.
Во время испытаний убеждаются в отсутствии воздуха в
рулевых машинках, поступая, как указано на стр. 488. Про-
веряют давление воздуха (или вакуум) и масла по ма-
нометру. При числе оборотов двигателя, равном 1000 об/мин.,
манометр воздуха должен показывать 60-70 мм рт. ст.; при
числе оборотов двигателя, соответствующем крейсерской ско-
рости, давление воздуха должно быть 90-100 мм рт. ст. Давле-
ние масла в гидросистеме при 1000 об/мин, авиационного дви-
гателя должно быть 4-б кг/см2.
Совместив индексы обратной связи и разарретировав гиро-
скоп курса, включают автопилот и сообщают авиационному
двигателю крейсерскую скорость. При этом манометр должен
показывать давление, рекомендованное для данного типа само-
лета (9-11 кг/см2).
Затем проверяют работу автопилота, вращая кнопки управ-
ления. При этом рули должны двигаться в направлении, со-
ответствующем повороту кнопки; проверяют работу дистанцион-
ного управления от кнопки летчика и штурмана; проверяют
также отсутствие незатухающих колебаний у рычагов управ-
ления.
Необходимо также проверить количество масла в баке и
убедиться в возможности пересиливания включенного автопи-
лота штурвалом и ножными педалями.
Испытания в полете. К испытаниям в полете присту-
пают только в том случае, если испытания на земле перед по-
летом дали хорошие результаты.
Перед взлетом разарретируют гироскоп курса и, набрав
высоту около 600 м, проверяют правильность работы гироско-
пических агрегатов автопилота как обыкновенных пилотажных
приборов - гирополукомпаса и авиагоризонта. Проверив дав-
ление воздуха и масла и отрегулировав триммеры так, чтобы
снять нагрузку с органов управления, совмещают индексы об-
уатной связи с отметками на шкалах гироскопов, вращая кноп-
ки управления. После этого включают автопилот, не бросая
рычагов управления до тех пор, пока не почувствуется, что
автопилот "взял" управление.
При правильно подобранном передаточном отношении об-
ратной связи самолет летит без заметных колебаний, причем
штурвал и педали ке должны иметь непрерывных колебаний.
Если наблюдаются резкие незатухающие колебания само-
лета вокруг одной или сразу вокруг двух-трех осей вслед-
490                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                          Глава десятая. Автопилот
ствие чрезмерного отклонения рулей, это значит, что переда-
точное отношение обратной связи слишком велико. Для умень-
шения передаточного отношения нужно уменьшить ролик об-
ратной связи на монтажном кронштейне у той стабилизации,
где наблюдаются колебания. Если наблюдаются вялые непре-
рывныа колебания самолета вследствие малых отклонений ру-
лей, это значит, что передаточное отношение обратной связи
мало. Для увеличения передаточного отношения нужно увели-
чить диаметр ролика обратной связи на кронштейне.
В итоге регулирования всех трех управлений самолет не
должен иметь рысканий и колебаний, превышающих +1° от
заданного положения, а также периодических колебаний орга-
нов управления. Амплитуда вибрации не должна превышать
0,1 мм, что замеряется виброметром или вибрографом на
кронштейне с гироагрегатами.
Для проверки работы автопилота при малых оборотах авиа-
ционного двигателя уменьшают обороты двигателя примерно
до 1000 об/мин, и, переводя самолет на планирование, наблю-
дают за работой автопилота, который при этом должен рабо-
тать нормально.
Продолжая уменьшать обороты двигателя, отмечают, когда
управление начинает работать вяло.
Для испытания автопилота на виражах накреняют самолет
на 15-204, вращая кнопку крана в желаемом направлении и
одновременно вращая кнопку поворота так, чтобы" шарик ука-
зателя положения оставался в центре. Если при этом самолет
слегка задирает или опускает нос, необходимо выравнять его,
поворачивая кнопку "подъем - спуск". Разворот осуществляют
на 360° в ту и другую сторону.
После летных испытаний осматривают автопилот, проверяя
натяжение тросов, прочность их крепления, отсутствие затира-
ния в тросах обратной связи и отсутствие течи в соединениях
гидросистемы. Осматривают также масляный фильтр и в слу-
чае необходимости промывают его.
§ 62. Эксплоатация автопилота АП-42
Осмотр а в; топ fa л!от а перед полетам. Перед
каждым полетом летчик должен убедиться в исправности авто-
пилота; во время опробования авиационного двигателя следует
проверять давление воздуха и масла, работу индексов обратной
связи, а также отсутствие воздуха в цилиндрах рулевой ма-
шинки.
Пользование автопилотом в полете. Перед
включением автопилота летчик регулирует триммеры самолета
так, чтобы снять нагрузку с органов управления, и проверяет
давление воздуха и масла, затем, вращая кнопки управления.
§ 62. Эксплоатация автопилота АП-42                                                                                                                                                                                                                                                                                    491
совмещает индексы обратной связи с отметками на шкалах
гироскопа. После этого медленно включают автопилот, не бро-
сая ручного управления до тех пор, пока не почувствуется, что
автопилот "взял" управление.
Пользуясь автопилотом, можно выполнять полет по задан-
ному курсу, подъем, планирование и виражи.
Дистанционное управление позволяет штурману самому вы-
водить самолет на цель, а летчику совершать автоматические
развороты.
Во время полета по заданному курсу периодически, через
15-20 мин., проверяют курс самолета по магнитному компасу
и в случае ухода самолета возвращают его на заданный курс,
вращая кнопку "поворот" в соответствующую сторону, или же
пользуются кнопкой дистанционного управления.
При необходимости изменить первоначально установленный
курс самолета медленно вращают кнопку "поворот" до выхода
самолета на новый курс.
Для выполнения виража наклоняют самолет кнопкой "крен"
на желаемый угол и немедленно начинают вращать кнопку
"поворот" или включают кнопку летчика дистанционного управ-
ления. Шарик указателя скольжения при этом должен нахо-
диться в центре. Если во время выполнения виража самолет
имеет тенденцию снижаться или набирать высоту, то выправ-
ляют положение самолета кнопкой "высота".
Для вывода самолета из виража прекращают вращение
кнопки "поворот" и выравнивают самолет при помощи кнопки
"крен".
Для перевода самолета на планирование предварительно
уменьшают обороты авиационного двигателя, а затем вращают
кнопку "высота" в направлении, показанном кнопкой "С"
(спуск), до наклона самолета на нужный угол.
Для перевода самолета на подъем предварительно увеличи-
вают обороты авиационного двигателя, а затем вращают кноп-
ку "высота" в направлении, показанном стрелкой "П" (подъем)
до тех пор, пока самолет не займет нужного для подъема по-
ложения.
Спирали выполняются при одновременном выполнении ви-
ража и планирования, как описано выше.
Необходимо помнить, что автопилот всегда можно переси-
лить ручным управлением, не выключая его, так как рулевые
машинки снабжены перепускными клапанами. При этом тре-
буются усилия, примерно в два раза большие, чем усилия, не-
обходимые для обычного управления самолетом.
Уход за автопилотом. Гироскопические агрегаты не
требуют особого ухода, кроме периодической смазки трущихся
поверхностей коллекторов обратной связи. Для этого отвинчи-
ЧЯ2                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                     Глава десятая. Автопилот
вагот масленки, находящиеся снаружи прибора, и впускают в
них несколько капель чистого масла Велосит или МВП.
Маховички и кнопки управления должны свободно вра-
щаться без заеданий.
Смазку внутренних механизмов-доступных осей, подшип-
ников и шестерен - может производить только опытный меха-
ник в ремонтной мастерской.
Пружины обратной связи, подшипники и передача от курс-
мотора должны быть всегда смазаны маслом.
Следует содержать в чистоте масляный и воздушный фильт-
ры и периодически прочищать и промывать их.
Масляные золотники являются одним из самых ответствен-
ных узлов автопилота: необходимо следить за тем, чтобы они
двигались без заеданий. Для проверки снимают колпачок реле
на гидроагрегате и пальцем надавливают на шток. Он должен
свободно переместиться и возвратиться на свое место. В слу-
чае обнаружения затираний снимают реле, вынимают и про-
мывают золотник.
Рулевые машинки периодически осматривают, проверяют,
нет ли течи в сальниках, и проверяют свободу вращения кра-
нов включения.
После длительного полета осматривают соединения гидро-
системы, устраняют течи, осматривают тросовую проводку и
проверяют прочность крепления агрегатов.
Через каждые 50 час. работы авиационного двигателя про-
мывают масляный фильтр и заменяют масло, если оно стало
темного цвета; прочищают или меняют .воздушный фильтр.
Заполняют также масленки маслом и, проверив возможность
пересиливания автопилота, в случае надобности регулируют
перепускные клапаны. Осматривают золотники и обратную
связь.
После 250 час. работы авиационного двигателя снимают ги-
роскопические агрегаты, перебирают их в ремонтной мастер-
ской и проверяют по техническим условиям. Перебирают и
проверяют масляный и воздушный насосы.
После 500 час. работы авиационного двигателя перебирают
в ремонтной мастерской рулевые машинки, гидроагрегат и дре-
нажный бачок.
§ 63. Автопилот АП-45
Автопилот АП-45 (фиг. 402) представляет собой модерни-
зацию автопилота АП-42. В принципиальную схему и конструк-
цию автопилота АП-42 внесен ряд изменений, облегчающих
сборку и регулирование прибора и улучшающих его эксплоа-
тационно-пилотажные качества. В автопилоте АП-45 введен
регулятор чувствительности и регулятор перепада давления в
§ 63. Автопилот АП-45                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                  493
чувствительной части. Автопилот АП-45 имеет новую конструк-
пию гироскопических узлов автомата поперечной и продольной
стабилизации и автомата курса.
Принципиальная схема автопилота АП-45. На
фиг. 403 изображена принципиальная схема поперечной стаби-
лизации автопилота АП-45.
В гироскопический агрегат / подается сжатый воздух, ко-
торый приводит во вращение ротор гироскопа 2 и поступает в

^з**-^-
*-*fet**-
Фиг. 402. Автопилот АП-45:.
1-автомат курса, 2  автомат поперечной и продольной стабилизации, 3 -кулачки ре-
гулятора чувствительности, 4-индексы регуляторов.
сопла коллектора 3. Сопла перекрываются заслонкой 4, свя-
занной с гироскопом.
При горизонтальном полете корпус гироагрегата и связан-
ный с ним распределительный коллектор находятся в горизон-
тальном положении и сопла одинаково перекрыты заслонкой
гироскопа. В этом случае давление в приемных соплах коллек-
тора и в камерах пневмореле 5, связанного с коллектором
трубопроводами, будет одинаковым, т. е. перепад давления
в пневматическом реле будет равен нулю и мембрана реле бу-
дет занимать нейтральное положение.
Шток масляного золотника 6 полностью закрывает отвер-
стия, ведущие к цилиндру рулевой машинки 7, и масло в него
не поступает. Масло из бака 9 засасывается насосом 8 и по
трубопроводу 10 нагнетается в среднюю часть золотника.
Если самолет под действием аэродинамических сил займет
положение, изображенное на фиг. 404, т. е. будет иметь пра-
494
Глава десятая. Автопилот
Фиг. 403. Принципиальная схема поперечной стабилизации
автопилота АП-45:
7-гироагрегат, 2-ротор гироскопа, 3-сопла коллектора, 4-заслонка, 5-пневмореле,
6 -масляный золотник, 1-рулевая машинка, 8- насос, 9-масляный бак, 10, 11, 12-тру-
бопровод, 13-трос обратной связи, 14-ролик, IS -регулятор чувствительности, 16-ре-
гулятор перепада давления.
§ 63. Автопилот АП-45
495
Фиг. 404. Схема работы поперечной стабилизации автопилота АП-45.
496                                                                                                                                                                                                                                                                                                                 ___Глава десятая. Автопилот________________
вый крен, то вместе с самолетом повернется корпус гироскопа,
и сопла будут перекрыты уже неодинаково - левое сопло от-
кроется, а правое будет прикрыто. При этом давление в правой
части камеры реле уменьшится, а в левой - увеличится. Дру-
гими словами, пневмореле получит перепад давления, под дей-
ствием которого мембрана прогнется вправо, увлекая за собой
шток золотника и открывая отверстие, ведущее к цилиндру
рулевой машинки. Масло, находящееся под давлением в сред-
ней части золотника, устремится по трубопроводу 11 в правую
камеру цилиндра рулевой машинки 7. Из левой камеры масло
будет выталкиваться по трубопроводу 12 через золотник в ма-
сляный бак.
Для согласования величины отклонения руля (в рассматри-
ваемом случае - элеронов) с отклонением самолета и для при-
ведения отклоненных элеронов в нейтральное положение по
мере возвращения самолета к исходному нейтральному поло-
жению служит обратная связь. Трос обратной связи 13 при-
соединен к штоку рулевой машинки и идет к ролику 14 на
корпусе гироагрегата. Ролик 14 поворачивает на соответствую-
щий угол коллектор с соплами.
При движении штока ролик 14 будет смещать коллектор
относительно корпуса гироагрегата, левое сопло пойдет вниз,
а правое - вверх. Движение штока будет продолжаться до тех
пор, пока сопла не перекроются заслонкой одинаково, иначе
говоря, пока реле и шток золотника не займут нейтрального
положения.
Так как под действием отклоненного руля самолет продол-
жает возвращаться в нейтральное положение, то сопла, опере-
дившие движение корпуса, перейдут за нейтральное положе-
ние, что вызовет движение поршня в обратную сторону и при-
ведет элероны в нейтральное положение к моменту выхода са-
молета в горизонтальное положение (см. § 58. Автопилот
АП-42).
В отличие от автопилота АП-42 в схему автопилота АП-45
введены регулятор чувствительности 15 и регулятор перепада
давления 16. Регуляторы перепада давления служат для регу-
лирования максимального перепада давления, создаваемого
распределительным коллектором. Это позволяет при сборке
прибора регулировать перепад давления на соплах с точно-
стью до 2 мм рт. ст. Последнее обстоятельство делает гиро-
агрегаты полностью взаимозаменяемыми при эксплоатации
автопилота на самолете, без дополнительного регулирования
всего комплекта.
Регулятор чувствительности стабилизации 15 служит для
регулирования режима работы автопилота в полете самим лет-
чиком в зависимости от состояния погоды и режима полета.
§ 63. Автопилот АП-45                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                  497
Регулятор чувствительности стабилизации представляет собой
регулируемую дюзу, введенную параллельно полостям реле.
Все выше сказанное в равной степени относится к курсовой
и продольной стабилизациям, работающим по такой же схеме.
Конструкция регулятора чувствительности представлена на
фиг. 405. В передней части монтажного кронштейна установ-
лен кулачок / с прорезью, сделанной по архимедовой спирали,
при помощи которой перемещается игла 2. На одном конце
иглы имеется палец 3, входящий в прорезь кулачка, другой
конец снабжен специальной канавкой и плотно входит во втул-
ку 4 колодочки 5. Втулка колодочки имеет отверстие - дюзу,
соединяющую между собой воздушные каналы, которые идут
от распределительного коллектора чувствительной части к
пневмореле. Это отверстие перекрывается канавкой иглы в за-
висимости от положения кулачка. Кулачок имеет шесть деле-
ний от 1 до 6 и две риски крайних положений; левая риска
соответствует полному закрытию, правая - полному открытию
дюзы.
На монтажном кронштейне установлено три таких регуля-
тора чувствительности, т. е. чувствительность каждой стабили-
зации (курс, крен и высота) регулируется в полете самостоя-
тельно. У каждого кулачка ка лицевой стороне чувствительной
части, внизу, имеются индексы, относительно которых устанав-
ливаются деления кулачков в полете.
Конструкция гироузла автомата курса АП-45.
Гироузел автомата курса АП-45 отличается по конструкции от
гироузла АП-42, во-первых, увеличенным размером ротора, в
связи с чем его момент инерции возрастает с 1,05 генсек* до
1,67 генсек1 и, во-вторых, тем, чю все оси гироузла (как рото-
ра, так и кардана) имеют шариковую опору (фиг. 406,
вкл. стр. 500).
Введение ротора с увеличенным кинетическим моментом
значительно облегчает сборку и регулирование прибора и де-
лает ГПК более устойчивым и надежным в эксплоатации.
Введение шариковой опоры в конструкции гироузла авто-
мата курса облегчает ремонт приборов на ремонтных базах,
так как при этом отпадает необходимость иметь в наличии на-
бор дорогостоящих и точных осей. Вместе с введением в под-
пятник шариковой опоры изменилась конструкция подпятника.
В конструкции предусмотрена возможность замены подпятника
без вскрытия корпуса прибора. Это позволяет быстро подобрать
необходимое трение в вертикальной оси путем замены одного
подпятника другим.
Конструкция гироузла автомата попереч-
ной и продольной стабилизации АП-45. Гироузел
автомата поперечной и продольной стабилизации АП-45
32 Приборы на самолете
498
•"
Фиг. 405. Монтажный кронштейн АП-45 я регуляторы чувствительности:
1-кулачок с прорезью, 2-игла, 3- палец, 4- втулка, 5- колодочка с фазой.
___________§ 64. Проблема электрического автопилота_________499
(фиг. 407, вкл. стр. 501) отличается по конструкции от гиро-
узла АП-42 тем, что все оси кардана и оси ротора имеют шарико-
вую опору. В связи с этим дана новая конструкция машинки для
установки указателя кренов. Улучшена также конструкция не-
которых отдельных деталей прибора, и втулка заслонки про-
дольной стабилизации подвешена на шариковой опаре.
Монтаж и эксплоатация АП-45. Все указания по
монтажу и эксплоатации автопилота АП-42 остаются в силе
для автопилота АП-45.
§ 64. Проблема электрического автопилота
Описанные в этой книге автопилоты АП-42 и АП-45 явля-
ются по роду питания пневмогидравлическими автопилотами.
Чувствительная часть в этих автопилотах получает питание от
вакуума или от давления воздуха, а силовой привод работает
при помощи масла, подаваемого в рулевые машинки под опре-
деленным давлением.
Развитие авиационной электротехники и введение на само-
лете электрических авиаприборов не могло не оказать влия-
ния и на автопилот. Появление электрического дистанцион-
ного компаса вызвало необходимость разработки для автопи-
лота схемы электрической коррекции курсового гироскопа, а
разработка электрогироскопов дала возможность поставить в
чувствительную часть автопилота гиромоторы, приводимые во
вращение электрическим током. Сравнительная легкость пере-
дачи сигналов по проводам заставила конструкторов отраба-
тывать все новые и новые элементы автопилотов, работающих
от электросети. В результате в настоящее время уже созданы
и установлены на самолетах электрические автопилоты, не тре-
бующие для своей работы ни воздуха, ни гидравлики. Работа
этих автопилотов не зависит от высоты полета.
Работа автопилота типа АП-42 основана на том, что чув-
ствительный элемент дает сигнал, пропорциональный величине
угла отклонения самолета от курса; сигнал управляет рулевой
машинкой, а механическая связь рулевой машинки с чув-
ствительным элементом выполняет роль обратной связи. Элек-
тричество позволяет значительно проще выполнить схему об-
ратной связи в виде электрического сигнала, поступающего от
рулевой машинки. В электрическом автопилоте применение не-
сложных и небольших по объему диференцирующих устройств
позволяет ввести в формулу регулирования зависимость вели-
чины перекладывания рулей не только от угла отклонения са-
молета, но и от скорости этого отклонения и даже от ускоре-
ния.
500______________Глава десятая. Автопилот________________
В современных электрических автопилотах используются
новейшие достижения техники. В схемах автопилотов нашли
широкое применение электронные усилители, магнитные усили-
тели, электрические диференцирующие и интегрирующие
устройства, устройства для синхронной передачи угла и т. д.
В некоторых новейших электрических автопилотах применены
в качестве компаса устройства без магнитной стрелки, рабо-
тающие на индукционном принципе и дающие переменные то-
ки, амплитуда или фаза которых зависит от курса самолета.
Все сказанное выше позволяет утверждать, что электриче-
ские автопилоты в ближ?йшее время вытеснят с самолетд все
остальные типы автопилотов и надолго завоюют прочное
место на самолете.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Если проследить в хронологической последовательности из-
менения в конструкциях авиационных приборов, то станет оче-
видным, что на смену механическим и пневматическим прибо-
рам приходят приборы электрические.
Еще лет 10-15 назад были попытки создать электрические
приборы и даже электрические автопилоты. Но в то время не
были достаточно отработаны ни электрические дистанционные
системы передачи угла, ни элементы электрооборудования са-
молета. В период появления первых типов электрических авиа-
приборов и электрических автопилотов электрические источники
дитания на самолете (генератор, аккумуляторы и т. д.) были
еще очень маломощными и ненадежными. В то же время источ-
ник вакуумного питания (трубки Вентури) вполне обеспечивал
приведение в действие гироскопических приборов во время по-
мета. Пневматический гироскоп и гидравлическая рулевая ма-
шинка работали значительно надежнее, чем динамомашина и
хрупкий электромотор. Воздух я масло были понятнее и доступ-
нее электрического тока.
Но размеры самолетов увеличиваются, все более возрастает
мощность авиационного двигателя, появляется много новых
агрегатов, управлять которыми без электрического привода и
дистанционной связи затруднительно. Расстояние от авиацион-
ного дзигателя до приборной доски стало измеряться многими
метрами, появились авиационные приборы, в которых датчик и
указатель связаны электрической дистанционной передачей.
Электротехники создали хороший самолетный генератор и
ряд электрических дистанционных приборов - термометры со-
противления, термотгары, электрические дистанционные мано-
метры, тахометры, газоанализаторы и др.
Заключение                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                               501
Разработка дистанционного магнитного компаса Патин с
остроумно выполненной системой передачи угла, работающей
на постоянном токе, явилась толчком к появлению целой серии
Ериборов с потенциометрическими датчиками, вплоть до слож-
ных автоматических систем управления самолетом.
В настоящее время во всех странах мира электрические
авиационные приборы завоевали прочное и почетное место на
приборной доске самолета, и конструкция этих приборов не-
прерывно совершенствуется и улучшается.
Новейшие достижения электротехники и в особенности ра-
диотехники открывают широкие перспективы дальнейшего раз-
вития авиационного приборостроения.
Нет сомнения, что наступит время, когда все процессы по-
лета будут полностью автоматизированы, а техника приборо-
строения станет одной из ведущих отраслей авиационной про-
мышленности. Непрерывное совершенствование конструкций
авиационных приборов, смелое новаторство при конструирова-
нии новых образцов - вот основная задача наших приборо-
строителей.
ЛИТЕРАТУРА
Антипов, Майоров, Косарев. Гироскопические авиационные
приборы. Редиздат Аэрофлота, 1940.
Курс теории авиадвигателей. Под ред. Митницкого. Воениздат, 1941.
Ольман,  Соловьев, Токарев. Автопилоты. Оборонгиз, 1946.
Павлов. Основы конструирования гироскопических приборов. Оборон-
гиз, 1946.
Ратц. Аэронавигационное  оборудование  самолетов.  Оборонгиз,   1941.
Теория, расчет и конструирование электроизмерительных приборов. Под
ред. Пономарева. Ленинград, 1943.
Торгман, Кудрявцев, Сергеев, Горшков. Учебник по аэро-
навигации. Воениздат, 1943.
Приложение 1
Аэродинамическая таблица для скоростей до 1 000 км/час
Скорость км/час	Динамическое давление (мм вод. ст)		Динамическое давление (мм рт. ст.)		Скорость Mfce к
	при 4°	при 20°	при 0°	при 20°	
1	2	3	4	5	6
0	0	0	0	0	0
5	0,1	0,1	0,01	0,01	1,39
10	0,5	0,5	0,04	0,04	2,78
15	1,1	1,1	0,08	0,08	4,17
20	1,9	1,9	0,14	0,14	5,56
25	3,0	.   3,0	0,22	0,22	6,94
30	4,3	4,3	0,32	0,32	8,33
35	5,9	5,9	0,44	0,44	9,72
40	7,7	7,7	0,57	0,57	11,11
45	9,8	9,8	0,72	0,72	12,50
50	12,1	12,1	0,89	0,89	13,89
55	14,6	14,6	1,07	1,07	15,28
60	17,4	17,4	1,28	1,28	. 16,67
65	20,4	20,4	1,50	1,50	18,06
70	23,7	23,7	1,74	1,75	19,44
75	27,2	27,2	2,00	2,01	20,83
80	30,9	30,9	2,27	2,28	22,22
85	34,9	34,9	2,57	2,58	23,61
90	39,1	39,2	2,88	2,89	25,00
95	43,6	43,7	3,21	3,22	26,39
100	48,3	48,4	3,55	3,56	27,78
105	53,3	53,4	3,92	3,93	29,17
ПО	58,5	58,6	4,30	4,32	30,56
Приложения
503    t
Продолжение
Скорость км/час	Динамическое давление (мм вод. ст.)		Динамическое давление (мм рт. ст.)		Скорость м/сек
	при 4°	при 20°	при 0°	при 20°	
1	2	3	4	5	6
115	63,9	64,0	4,70	4,72	31,94
120	69,6	69,7	5,12	5,14	33,33
125	75,6	75,7	5,56	5,58	34,72
130	81,7	81,9	6,01	6,03	36,11
135	88,1	88,3	6,48	6,51	37,50
140	94,8	95,0	6,97	7,00	38,89
U45	101,7	101,9	7,48	7,51	40,28
150	108,9	109,1	8,01	8,04	41,67
155	116,3	116,5	8,55	8,58	43,06
160	124,0	124,2	9,12	9,15	44,44
165	131,9	132,1	9,70	9,73	45,8?
170	140,0	140,2	10,30	10,34	47,22
175	148,5	148,7	10,92	10,96	48,61
180	157,1	157,3	11,55	11,59	50,00
185	166,0	166,2	12,21	12,25	51,39
190	175,1	175,4	12,88	12,93	52,78
195	184,5	184,8	13,77	13,82	54,17
200	194,1	194,5	14,28	14,33	55,56
205	204,0	204,4	15,01	15,06	56,94
210	214,2	214,2	15,75	15,81	58,3?
-215	224,6	225,0	16,52	16,58	59,72
220	235,2	235,7	17,30	17,37	61,11
225	246,1	246,6	18,11	18,18	62,50
230	257,3	257,8	18,93	19,00	63,89
235	268,7	269,2	19,76	19,84	65,28
:240	280,4	280,9	20,62	20,70	66,67
504
Пр и лож е ни я
Продолжение
Скорость км/час	Динамическое давление (мм вод. ст.)		Динамическое давление (мм рт. ст.)		Скорость м/сек
	при 4°	при 20°	при 0°	при 20°	
1	2	3	4	5	6
					
245	292,3	292,8	21,50	21,58	68,06
250	304,5	305,0	22,40	22,48	69,44
255	316,9	317,5	23,31	24,40	70,83
260	329,6	330,2	24,24	24,33	72,22
265	342,6	343,2	25,20	25,29	73,61
270	355,8	356,4	26,17	26,26	75,00
275	369,2	369,9	27,16	27,26	76,39
280	383,0	383,7	28,17	28,27	77,78
285	396,9	397,6	29,19	29,30	79,17
290	411,2	411,9	30,24	30,35	80,56
295	425,7	426,5	31,31	31,43	81,94
300	440,5	441,3	32,40	32,52	83,33
305	455,5	456,3	33,50	33,63	84,72
310	470,8	471,6	34,63	34,76	86,11
315	486,4	487,2	35,77	35,90	87,50
320	502,2	503,1	36,94	37,07	88,89
325	518,3	519,2	38,12	38,26	90,28
330	534,6	535,6	39,33	39,47	91,67
335	551,2	552,2	40,55	40,69	93,06
340	568,2	569,2	41,79	41,94	94,44
345	585,3	586,4	43,05	43,21	95,83
350	602,8	603,9	44,34	44,50	97,22
355	620,5	621,6	45,64	45,80	98,61
360	638,5	639,6	46,96	47,13	100,00
365	656,7	657,9	48,30	48,48	101,39
370	675,2	676,4	49,67	49,85	102,78
Приложения
50 S
Продолжение
Скорость км/час	Динамическое давление (мм вод. ст.)		Динамическое давление (мм рт. ст.)		Скорость Mfceic
	при 4°	при 20°	при 0°	при 20°	
1	2	3	4	5	6
375	694,0	695,3	51,05	51,24	104,17
380	713,1	714,4	52,45	52,64	105,56
385	732,5	733,8	53,88	54,07	106,94
390	752,1	753,4	55,32	55,52	108,33
395	772,0	773,4	56,79	56.99	109,72
400	792,2	793,6	58,27	58,48	111,11
405	812,7	814,1	59,78	59,99	112,50
410	833,4	834,9	61,30	61,52	113,89-
4J5	854,5	856,0	62,85	63,08	115,28
420	875,8	877,3	64,42	64,65	116,67
425	897,4	899,0	66,01	66,25	118,06.
430	919,3	920,9	67,62	67,86	119,44
435	941,5	943,1	69,25	69,50	120,83
440	964,0	965,7	70,90	71,16	122, 22
445	986,7	988,4	72,57	72,84	123,61
450	1009,7	1011,5	74,27	74,54	125,00
455	1033,1	1034,9	75,99	76,26	126,39-
460	1056,7	1058,6	77,72	78,00	127,78-
465	1080,6	1082,5	79,48	79,77	129,17
470	1104,8	1106,8	81,26	81,56	130,56-
475	1129,3	1131,3	83,07	83,37	131,94
480	1154,2	1156,2	84,89	85,20	133,33-
485	1179,3	1181,4	86,74	87,05	134,72
490	1204,7	1206,8	88,61	88,93	136,11
195	1230,6	1232,6	90,50	90,83	137,50
500	1256,4	1258,7	92,41	92,75	138,8*
506
Приложения
Продолжение
Скорость км\час	Динамическое давление (мм вод. ст.)		Динамическое давление (мм рт. ст.)		Скорость м/сек
	при 4°	при 20°	при 0^	при 20°	
1	2	3	4	5	6
510	1309,3	1311,7	96,31	96,66	141,67
520	1363,5	1366,0	100,29	100,66	144,44
530	1418,9	1421,4	104,37	104,75	147,22
540	1475,5	1478,1	108,53	108,92	150,00
550	1533,5	1536,2	112,79	113.20	152,78
560	1592,7	1595,5	117,15	117,57	155,56
570	1653,1	1656,0	121,59	122,03	158,33
580	1714,9	1717,9	126*, 14	126,60	161,11
590	1778,0	1781,1	130,78	131,25	163,89
600	1842,4	1845,6	135,51	136,00	166,67
610	1908,1	1911,4	140,35	140,86	169,44
620	1975,1	1978,6	145,28	145,81	172,22
630	2043,6	2047,2	150,31	150,86	175,00
640	2113,4	2117,1	155,44	156,01	177,78
•650	2184,5	2188,4	160,68	161,26	180,56
660	2257,1	2261,1	166,02	166,62	183,33
670	2331 , 1	2335,2	171,46	172,08	186,11
680	2406,5	2410,8	177,01	177,65	188,89
690	2483,4	2487,8	182,67	183,33	191,67
700	2561,8	2566,3	188,43	189,11	194,44
710	2641,6	2646,2	194,30	195,00	197,22
720	2722,9	2727,7	200,28	201 ,00	200,00
730	2805,7	2810,6	206,37	207,12	202,78
740	2890,0	2895Д	212,57	213,34	205,56
750	2975,9	2981,2	218,89	219,68	208,33
'760	3063,3	3068,7	225,32	226,14	211,11
П риложених
507
Продолжение
Скорость км] нас	Динамическое давление (мм вод. ст.)		Динамическое давление (мм рт. ст.)		Скорость м\сек
	при 4°	при 20°	при 0°	при 20°	
1	2	3	4	5	6
770	3152,3	3157,9	231,86	232,71	213,89
780	3242,9	3248,7	238,53	239,40	216,67
790	3335,1	3341,0	245,31	246,20	219,44
800	3429,0	3435,1	252,21	253,13	222,22
810	3524,5	3530,7	259,24	260,18	225,00
820	3621,7	3628,1	266,39	267,35	227,78
830	3720,5	3727,1	273,66	274,65	230,56
840	3821,0	3827,8	281,05	282,07	233,33
850	3923,3	3930,3	288,57	289,62	236,11
860	4027,3	4034,5	296,23	297,30	238,89
870	4133,1	4140,5	304,01	305,11	241,67
880	4240,7	4240,7	311,92	313,05	244,44
890	4350,1	4357,8	319,97	321,13	247,22
900	4461,3	4469,2	328,15	329,34	250,00
910	4574,4	4582,5	336,47	337,69	252,78
920	4689,4	4697,7	344,92	346,17	255,'56
930	4806,2	4814,7	353,52	354,80	258,33
940	4925,0	4933,7	362,25	363,57	261,11
950	5045,7	5054,6	371,13	372,48	263,89
960	5168,4	5177,5	380,15	381,54	266,67
970	5293,1	5302,4	389,32	390,74	269,44
980	5419,8	5429,4	398,64	400,09	272,22
990	5548,5	5558,3	408,11	409,60	275,00
1000	5679,3	5689,4	417,74	419,25	277,78
508
Приложения
Приложение 2
Гипсометрическая таблица для высот от 1000 до 30000 я
(Зависимость давления от высоты)
Высота м	Давление в мм рт. ст. при 0°		Давление в мм рт. ст. при 20°		Высота я
	Барометрическое	Манометрическое	Барометрическое	Манометрическое	
1	2	1      з	4	5	6
- 1000	854,59	-94,59	857,70	-94,94	-1000
-900	844,72	-84,72	847,80	-85,04	-900
-800	834,95	-74,95	837,98	-75,22	-800
-700	825,27	-65,27	828,27	-55,51	-700
-600	815,67	-55,67	818,64	-55,88	-600
-500	806,17	-46,17	809,10	-46,34	-500
-400	796,76	-36,76	799,66	-36,90	-400
-300	787,44	-27,44	790,30	-27,54	-300
-200	778,20	-18,20	781,03	-18,27	-200
- 100	769,06	-9,06	771,85	-9,09	-100
-50	764,52	-4,52	767,30	-4,54	-50
0	760,00	0	762,76	0	0
50	755,50	4,50	758,25	4,51	50
.100	751,03	8,97	753,76	9,00	100
200	742,14	17,86	744,84	17,92	200
300	733,34	26,66	736,01	26,75	300
400	724,62	35,33	727,26	35,50	400
500	715,99	44,01	718,59	44,17	500
600	707,44	52,56	710,02	52,74	600
700	698,98	61,02	701,52	61,24	700
800	690,59	69,41	693,10	69,66	800
900	682,29	77,71	684,77	77,99	900
1000	674.07	85,93	676,52	86,24	1000
1100	665,93	94,07	668,35	94,41	1100
П риложения
509
Продолжение
Высота м	Давление в мм рт. ст. при 0°		Давление в мм. рт. ст. | при 20°		Высота м
	Барометрическое	Манометрическое	Барометрическое	Манометрическое	
•   1	2	3	4	5	6
1200	657,87	102,13	660,26	1 102,50	1200
1300	649,89	110,11	652,25	110,25	1300
1400	641,98	118,02	644,32	118,44	1400
1500	634,16	125,84	636,46	126,30	1500
1600	626,41	133,59	628,69	134,07	1600
1700	618,74	141,26	620,99	141,77	1700
1800	611,15	148,85	613,37	149,39	1800
1900	603,63	156,37	605,82	156,94	1900
2000	596,18	163,82	598,35	164,41	2000
.2100	588,81	171,19	590,95	171,81	2100
2200	581,52	178,48	583,63	179,13	2200
2300	574,30	185,70	576,38	186,38	2300
2400	567,15	192,85	569,21	193,55	2400
2500	560,07	199,93	562,11	200,65	2500
2600	553,06	206,94	555,07	207,69	2600
2700	546,13	213,87	548,11	214,65	2700
2800	539,27	220,73	541,23	221,53	2800
2900	532,47	227,53	534,41	228,35	2900
3000	525,75	234,25	527,66	235,10	3000
3100	519,09	240,91	520,98	241,78	3100
3200	512,51	247,49	514,37	248,39	3200
3300	505,99	254,0!	507,83	254,93	3300
3400	499,54	260,46	501,35	261,41	3400
3500	493,15	266,85	494,94	267,82	3500
3600	486,83	273,17	488,60	274,16	3600
3700	480,58	279,42	482,33	280,43	3700
510
Приложения
Продолжение
Высота м	Давление в мм рт. ст при 0°		Давление в мм рт. ст. при 20°		Высота м
	Барометрическое	Манометрическое	Барометрическое	Манометрическое	
\	2	3	4	5	6
3800	474,39	285,61	476,12	286,64	3800
3900	468,27	291,73	469,97	292,79	3900
4000	462,21	297,79	463,89	298,87	4000
4100	456,21	303,79	457,87	304,80	4100
4200	450,28	3,09,72	451,92	310,84	4200
4300	444,41	315,59	446,03	316,73	4300
4400	438,60	321,40	440,20	322,56	440а
4500	432,86	327,14	434,43 "	328,33	4500
4600	427,17	332,83	428,73	334,03	4600
4700	421,55	338,45	423,08	339,68	4700
4800	415,99	344,01	417,50	345,26	4800
4900	410,48	349,52	411,97	350,79	4900
5000	405,04	354,96	406,51	356,25	5000
5100	399,65	360,35	401,10	361,66	5100
5200	,394,32	365,68	395,75	367,01	5200
5300	389,05	370,95	390,46	372,30	5300
5400	388,84	376,16	385,23	377,53	5400
5500	378,68	381,32	380,06	382,70	5500
5600	373,58	386,42	374,94	387,82	5600
5700	368,53	391,47	369,87	392,89	5700
5800	363,54	396,46	364,87	397,89	5800
5900	358,61	401,39	359,91	402,85	5900
J. 6000	353,73	406,27	355,02	407,74	6000
6100	348,90	411,10	350,17	412,59	6100
6200	344,13	415,87	345,38	417,38	6200
6300	339,41	420,59	340,64	422,12	6300
П риложения
511
Продолжение
Высота м	Давление в мм рт. ст. при 0°		Давление в мм рт. ст. при 20°		Высота м
	Барометрическое	Манометрическое	Барометрическое	Манометрическое	
•1	2	3	4	5	6
6400	334,74	425,26	?35,96	426,80	6400
6500	330,13	429,87	331,33	431,43	6500
6600	325,56	434,44	326,75	436,01	6600
6700	321 ,05	438,95	322,22	440,54	6700
6800	316,59	443,41	3!7,74	445,02	6800
6900	312,18	447,82	313,31	449,45	6900
7000	307,82	452,18	308,91	453,82	7000
7100	303,50	456,50	304,61	458,15	7100
7200	299,24	460,76	300,33	462,43	7200
7300	295,03	464,97	296,10	466,66	7300
7400	290,86	469,14	291,92	470,84	7400
7500	286,74	473,26	287,79	474,97	7500
7600	282,67	477,33	283,70	479,06 -	7600
7700	278,65	481,35	279,66	483.10	7700
7800	271,67	485,33	275,67	487,09	7800
7900	270,74	489,26	271,72	491,04	7900
8000	266,85	493,15	267,82	494,94	8000
8100	263,01	496,99	263,97	498,79	8100
8200	259,22	500,78	260,16	502,60	8200
8300	255,47	504,47	256,39	506,37	8300
8400	251,76	508,24	252,67	510,09	8400
8500	248,10	511,90	249,00	513,76	8500
8600	244,48	515,52	245,36	517,40	8600
8700	240,90	519,10	241,77	520,99	8700
8800	237,36	522,64	238,23	524,53	8800
8900	233,87	526,13	234,72	528,04	8900-
.512
Приложения
Продолжение
Высота м	Давление в мм рт. ст. при 0°		Давление в мм рт. ст. при 20°		Высота м
	Барометрическое	Манометрическое	Барометрическое	Манометрическое	
}	2	3	4	5	6
9000	230,42	529,58	231,26	531,50	9000
9100	227,01	532,99	227,84	?34,92	9100
9200	223,64	536,36	224,46	538,30	9200
9300	220,31	539,69	221,12	541,64	9300
9400	217,03	542,97	217,82	544,94	9400
9500	213,78	546,22	214,56	548,20	9500
9600	210,57	549,43	211,34	551,42	9SOO
9700	207,40	552,60	208,16	554,60	9700
9800	204,27	555,73	205,01	557,75	9800
9900	201,18	558,82	201,91	560,85	9900
•10000	198,12	561,88	198,84	563,92	10000
10100	195,11	564,89	195,82	566,94	10100
10200	192,13	567,87	192,83	569,93	10200
10300	189,19	570,81	189,87	572,89	10300
10400	186,28	573,72	186,96	575,80	10400
10500	183,41	576,59	184,08	578,68	10500
10600	180,58	579,42	181,23	581,53	10600
10700	177,78	582,22	178,43	584,33	10700
10800	175,02	584,98	175,65	587,11	10800
10900	172,29	587,71	172,92	589,84	10900
11000	169,60	590,40	170,21	592,55	11000
11100	166,94	593,06	167,55	595,21	11100
11200	164,33	595,67	164,92	597,84	11200
11300	161,75	598,25	162,34	600,42	11300
11400	159,22	600,78	159,80	602,96	11400
11500	156,73	603,27	157,30	605,46	11500
П риложения
51"
Продолжение
Высота м	Давление в мм рт. ст. 1 при 0°		Давление в мм рт. ст. при 20°		Высота м
	Барометрическое	Манометрическое	Барометрическое	Манометрическое	
1	2	3	4	5	6
11600	154,27	605,73	154,84	607,92	11600
11700	151,86	608,14	152,41	610,35	11700
11800	149,48	610,52	150,03	612,73	11800
11900	147,14	612,86	147,68	615,08	11900
12000	144,84	615,16	145,37	617,39	12000
12100	142,57	617,43	143,09	619,67	12100
12200	140,34	619,66	140,85	621,91	12200
12300	138,14	621,86	138,64	624,12	12300
12400	135,98	624,02	136,47	626,29	12400
12500	133,85	626,15	134,34	628,42	12500
12600	131,75	628,25	132,23	630,53	12600
12700	129,69	630,31	130,16	632,60	12700
12800	127,66	632,34	128,12	634,64	12800
12900	125,66	634,34	126,12	636,64	1290&
13000	123,69	636,31	124,14	638,62	13000
13100	121,76	.638,24	122,20	640,56	13100
13200	119,85	640,15	120,29	642,47	13200
13300	117,98	642,02	118,40	644,36	13300-
13400	116,13	643,87	116,55	646,21	13400
13500	114,31	645,69	114,73	648,03	13500
13600	112,52	647,48	112,93	649,83	13600
13700	110,76	649,24	111,16	651 ,60	13700
13800	109,02	650,98	109,42	653,34	13800
13900	107,32	652,68	107,71	655,05	13900
14000	105,64	654,36	106,02	656,74	14000
14100	103,98	656,02	104,36	658,40	14100
33 Приборы на самолете
514
Приложения
Продолжение
Высота м	Давление в мм рт. ст. при 0°		Давление в мм рт. ст. при 20°		Высота м
	Барометрическое i	Манометрическое	Барометрическое	Манометрическое	
1	!"       2	3	4	5	6
14200	102,36	657,64	102,73	660,03	14200
14300	100,75	659,25	101,12	661,64	14300
14400	99,18	660,82	99,54	663,22	14400
14500	97,62	662,38	97,98	664,78	14500
14600	96,09	663,91	96,44	666,32	14600
14700	94,59	665,41	94,93	667,83	14700
14800	93,11	666,89	93,45	669,31	14800
14900	91,65	668,35	91,98	670,78	14900
15000	90,22	669,78	90,54	672,22	15000
15100	88,80	671,20	89,13	673,63	15100
15200	87,41	672,59	87,73	675,03	15200
15300	86,05	673,95	86,36	676,40	15300
15400	84,70	675,80	85,01	677,75	15400
15500	83,37	676,63	83,68	679,08	15500
15600	82,07	677,93	82,37	680,39,	15600
15700	80,78	679,22	81,08	681,68	15700
15800	79,52	680,48	79,81	682,95	15800
15900	78,27	681,73	78,56	684,20	15900
16000	77,05	682,95	77,33	685,43	16000
16100	75,84	684,16	76,12	686,64	16100
16200	74,65	685,35	74,92	687,84	16200
16300	73,48	685,52	73,75	689,01	16300
16400	72,33	687,67	72,60	690,16	16400
16500	71,20	688,80	71,46	691,30	16500
16600	70,09	689,91	70,34	692,42	16600
16700	68,99	691,01	69,24	693,52	16700
Приложения
515
Продолжение
Высота м	Давление в мм рт. ст. при 0°		Давление в мм рт. ст. при 20°		Высота м
	Барометрическое	Манометрическое	Барометрическое	Манометрическое	
•   1	2	3	4	5	6
16800	67,91	692,09	68,16	694,60	16800
16900	66,85	693,15	67,09	695,67	16900
17000	65,80	694,20	66,04	696,72	17000
17100	64,77	695,23	65,00	697,76	17100
17200	63,76	696,24	63,99	698,77	17200
17300	62,76	697,24	62,99	699,77	17300
17400	61,77	698,23	62,00	700,76	17400
17500	60,81	699,19	61,03	701,73	17500
17600	59,86	700,14	60,07	702,69	17600
17700	58,92	701,08	59,13	703,63	17700
17800	58,00	702,00	58,21	704,55	17800
17900	57,09	702,91	57,30	705,46	17900
18000	56,19	703,81	56,40	706,36	18000
18100	55,31	704,69	55,52	707,24	18100
18200	54,45	705,55	54,65	708,11	18200
18300	53,60	706,40	53,79	708,97	18300
18400	52,76	707,24	52,95	709,81	18400
18500	51,93	708,07	52,12	710,64	18500
18600	51,12	708,88	51,30	711,46	186СО
18700	50,32	709,68	50,50	712,26	18700
18800	49,53	710,47	49,71	713,05	18800
18900	48,75	711,25	48,93	713,83	18900
19000	47,99	712,01	48,17	714,59	19000
19100	47,24	712,76	47,41	715,35	19100
19200	46,50	713,50	46,67	716,09	19200
19300	45,77	714,23	45,94	716,82	19300
19500	44,35	715,65	44,51	718,25	19500
33*
516
Приложения
Продолжение
Высота м	Давление в мм рт. ст. при 0°		Давление в мм рт. ст. при 20°		Высота м
	Барометрическое	Манометрическое	Барометрическое	Манометрическое	
\	2	3	4	5	6
19600	43,66	716,34	43,81	718,95	19600
19700	42,97	717,03	43,13	719,63	19700
19800	42,30	717,70	42,45	720,31	19800
19900	41,64	718,36	41,79	720,97	19900
20000	40,99	719,01	41,13	721,63	20000
20500	37,88	722,12	38,01	724,75	20500
21000	35,00	725,00	35,13	727,63	21000
21500	32,35	727,65	32,46	730,30	21500
22000	29,89	730,11	30,00	732,76	22000
22500	27,62	732,38	27,72	735,04	22500
23000	25,53	734,47	25,62	737,14	23000
23500	23,59	736,41	•23,68	739,08	23500
24000	21,80	738,20	21,88	740,88	24000
24500	20,15	739,85	20,22	742,54	24500
25000	18,62	741,38	18,69	744,07	25000
25500	17,21	742,79	17,27	745,49	25500
26000	15,90	744,10	15,96	746,80	26000
26500	14,70	745,30	14,75	748,01	26500
27000	13,58   '	746,42	13,63	749,13	27000
27500	12,55	747,45	12,60	750,16	27500
28000	11,60	748,40	11,64	751,12	28000
28500	10,72	749,28	10,76	752.00	28500
29000	9,90	750,10	9,94	752,82	29000
29500	9,15	750,85	9,19	753,57	29500
30000	8,46	751,54	8,49	754,27	30000
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие..........................                                                                     3
ГЛАВА  ПЕРВАЯ
НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИМЕНЕНИЕ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРОВ
§ 1. Полет самолета.........................                                                                   5
Режим полета.........................                                                                      5
Равновесие самолета......................                                                                      5
Горизонтальный прямолинейный полет в ясную погоду.....                                                                     9
Слепой полет..............•.........                                                     11
Эволюции самолета .....................                                                    14
§ 2. Авиационные двигатели...................                                                      15
Типы двигателей........................                                                     15
Бензиновый двигатель.....................                                                    16
Двигатель тяжелого топлива..................                                                    20
§ 3. Самолетовождение......................                                                   22
Предмет аэронавигации..........,.........                                                   22
Способы ориентировки . . . •...............                                                   22
Направление и скорость полета................                                                    23
Расчетное местоположение самолета..............                                                   26
ГЛАВА ВТОРАЯ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРАХ
§ А. Классификация авиационных приборов............                                                   31
§ 5. Влияние условий эксплоатации на работу авиационных при-
боров...........................                                                 32
Температура воздуха. •....................                                                   32
Влажность воздуха.......................                                                  33
Плотность воздуха...................     ...                                                   34
Наклоны и перегрузки....................                                                   35
Вибрация самолета......................                                                    35
Пыль............................                                                   38
§ 6. Общие требования к авиационным приборам.........                                                   38
§ 7. Размещение авиационных приборов на самолете.......                                                    39
Приборные доски...........• ...........                                                   39
Амортизация приборных досок    ...............                                                   42
Освещение авиационных приборов...............                                                    45
§ 8. Элементы авиационных приборов...............                                                   47
Основные части авиационных приборов.............                                                  47
Монтажные детали.......................                                                    51
518                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                               Оглавление
ГЛАВА ТРЕТЬЯ
МАНОМЕТРИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ                                                                                                                                                                                                                                                                                    Стр.
§  9. Элементы манометрических приборов............                                                   58
Измерение давления .....................                                                    58
Чувствительный элемент..................                                                   60
Передаточный механизм...................                                                   66
Принципы регулирования передаточного механизма ......                                             69
Биметаллическая температурная компенсация ...                                                                                                                                                                               ...                                                    72
§ 10. Манометр бензина.....................                                                    74
Назначение............... ..........                                                   74
Принцип действия....................                                                     74
Конструкция.................... • . .                                                   75
Лабораторная проверка ....                                                                                                                                            ............                                                    78
§ 11. Манометр масла....................                                                  78
Назначение..........................                                                     78
Конструкция .... ..... ............                                                    79
Лабораторная проверка.................                                                    79
§ 12. Паровой термометр .....................                                                  82
Назначение   . ...................                                                  82
Принцип действия и конструкция...........     ...                                                    82
Лабораторная проверка.....................                                                     87
§ 13. Трехстрелочный индикатор.................                                                  88
Назначение............     . .        ........                                                   88
Конструкция . ',     .....................                                                  88
Кассетный Трехстрелочный индикатор  ..........                                                   90
§ 14. Мановакуумметр.......................                                                   92
Назначение   . .     ..........        ...........                                                    92
Принцип действия......................                                                   92
Конструкция........................                                                 92
Лабораторная проверка............        .....                                                 93
§ 15. Гидростатический бензиномер............. .                                                  96
Назначение.....................                                                                                                                              96
Принцип действия........... .     .        . .        ...                                                    %
Конструкция...............        ........                                                   97
§ 16. Указатель скорости.................       . .                                    102
Назначение....................     ...                                       102
Принцип действия.........     ............                                      103
Конструкция указателя скорости.....     .........                                     109
Тарировка и лабораторная проверка указателя скорости .     . .                                    115
Проверка указателя скорости на самолете...........                                      118
§ 17. Высотомер   .................                                                                                                                                               ......121
Назначение и принцип действия.....        ........121
Конструкция ....     ..............        ...                                   126
Лабораторная проверка...............                                     128
Проверка на самолете..........                                                                                                                                                                                  . .                                                                                                                                            .                                    130
§ 18. Вариометр........................                                  131
Назначение............. ........                                    131
Принцип действия............• . . . . .                                   132
Конструкция.......... .......... ...                                   133
Лабораторная проверка.....                                                                                                                                             .............                                    135
§ 19. Манометрические приборы  с унифицированным механизмом                                    137
Оглавление                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                   519
ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ
МАГНИТНЫЕ КОМПАСЫ                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                           Стр.
§ 20. Сведения о земном магнетизме   ...............                                      140
§ 21. Общие сведения о магнитных компасах...........                                     144
Назначение........ ............... .                                   144
Элементы и характеристики компасов.............                                    145
§ 22. Типы компасов, их конструкция и монтаж . . . .                                                                                                                                          .150
Компас А-4.......•............... . .                                  150
Компас КИ-11 . . . •....................                                   151
Монтаж компасов на самолете.................                                        155
§ 23. Девиация магнитного компаса ... ............                                      159
Сведения из теории девиации...............                                         159
Определение и устранение девиации..........                                     165
Определение девиации в полете................                                    Г/1
Изменение девиации со временем........ •.....                                    172
'•§ 24. Поведение компаса в полете................                                   172
ГЛАВА ПЯТАЯ
ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ
§ 25. Понятие об электрических авиационных приборах......                                     178
§ 26. Законы постоянного электрического тока.........                                                                           179
Основные понятия и единицы измерений......•.....                                      179
Закон Ома...........................                                     180
Последовательное и параллельное соединение проводников ...                                      181
Сопротивление и электропроводность металлов.........                                      183
Нагревание проводников электрическим током........                                     184
§ 27. Магнетизм...........................                                      186
Основные понятия ....................                                    186
Действие магнитного поля на постоянный магнит    .......                                     189
Ферромагнитные материалы..............                                       190
§ 28. Электромагнетизм.......................                                    191
Магнитное поле электрического тока.............                                     191
Действие магнитного поля на ток.......        . .        .                                   194
Электромагнитная индукция...............                                   197
Токи Фуко    ..........     ........        ....                                      198
§ 29. Законы переменного электрического тока........                                    199
Синусоидальный переменный ток...............                                    199
Индуктивное сопротивление.................                                 200
Конденсатор и емкостное сопротивление.........     . .                                202
Закон Ома для цепи переменного тока.............                                 204
Эффективные значения токов и напряжений. Мощность   ....                                205
Генерирование переменного тока   ...............                                 207
Трехфазный ток......................                                   209
§ 30. Бортовая электросеть самолета.............•                                                                     2Ю
Источники электроэнергии на самолете ...                ...                                  210
Регуляторные коробки..........._.......                                212
Электрощитки......................                                   213
Выключатели и переключатели...............                                   213
Плавкие предохранители............... .     .215
Автомат защиты .....................~j?2l7
Переходные коробки.................."                            218
Штепсельные разъемы..........              ......                                 219
Электропроводка.......................                                 219
520                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                      Оглавление
Стр.
Металлические чулки для прокладки проводов.........                                  221
Крепление труб и шлангов . ..................                                 223-
Требования к монтажу.....................                                  223
§ 31. Гальванометры и логометрьЛ.................                                224
Указатели электрических авиаприборов.............                                 224
Магнитоэлектрический гальванометр..............                                  224
Гальванометр с внутрирамочным магнитом...........                                226
Логометры...........................                                227
Приборы с подвижным магнитом................                                228
8 32. Электрические   термометры   сопротивления   типа  ТМЭ-41,
ТВЭ-40, ТКЭ-41 и ТМЭ-45..................                                 229
Назначение..........................                                 229*
Принцип действия.......................                                229-
Указатель...........................                                 232
Приемник ТМЭ-41.......................                                 234
Соединительные провода....................                                 236
Погрешности........................                                  236
Проверка приемника перед монтажом  .............                                  236
Установка термометра на самолете...............                                 237
Электрический термометр сопротивления ТМЭ-45........                                241
§ 33. Термоэлектрический термометр цилиндров ТЦТ-9......                               242
Назначение..........................                                242
Принцип действия......................                              242
Приемник..........................                                   244
Указатель...........................                                 245
Монтаж прибора на самолете.................                             248
§ 34. Электрический газоанализатор ГЭА-50............                               251
Сгорание горючего в цилиндре двигателя.....•  . . . • •                                251
Принцип устройства газоанализатора.............'                                 254
Датчик.............................                                 257
Указатель...........................                                 258
Погрешности газоанализатора..............• . .                                259
Монтажные детали......................                                 259
Монтаж газоанализатора....................                                 260
Подготовка газоанализатора перед полетом...........                               260
Пользование газоанализатором в полете............                                262
Проверка газоанализатора после полета............                                263
§ 35. Электрические дистанционные манометры унифицированного
типа ЭДМУ.........................                                  264
Назначение.........................                                  264
Принцип действия......................                                266
Конструкция приемников давления...............                                  269
Конструкция указателя................• . . .                                   271
Лабораторная проверка   ...................                                  274
Монтаж ЭДМУ.........................                                274
§ 36. Дистанционный   двухстрелочный   электрический   тахометр
ТЭ-22....... . Г...................                                275
Назначение и принцип действия................                                 275
Конструкция..........................                                276
Монтаж тахометра......................                                 280
Погрешности комплекта....................                                283
Указатель тахометра ТЭ-44...................                                283
Указатель тахометра ТЭ-45..............• • . .                                283
Оглавление ______                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                  521
Стр.
§ 37. Электрический дистанционный бензиномер БЭ-40......                                  285
Назначение и устройство...................  .                                 285
Датчик и указатель бензиномера БЭ-40.............                                  285
Погрешности комплекта.....•..............                                289
Электрический бензиномер БЭ-46   ...............                                  289
§ 38. Электрический  дистанционный   суммирующий  бензиномер
СБЭ-40.........................                                 289
Назначение и устройство.....•.............                                 289
Монтаж бензиномеров БЭ-40 и СБЭ-40 на самолете    ......                                 292
§ 39. Электрический указатель положения закрылков УЗ-40 ....                                293
Назначение.................. . . . '.....                                293
Датчик ДЗ-40 и указатель УЗ-40................                                29,3
Основные данные комплекта..................                                 295
Монтаж на самолете.....................                                296
§ 40. Автомат регулирования температуры АРТ-41.........                                  296
Назначение.................•........                                 296
Принцип действия.......................                                  296
Элементы автомата АРТ-41...................                                 300
Датчик регулятора температуры ДРТБ-41............                                 301
Электромагнитное двойное реле РЭД-43............                               303
Гибкий вал с арматурой....................                                   304
Электромеханизм дистанционного управления УР-2.....•  .                                304
Переключатели........................                                306
Монтаж автомата АРТ-41.........,.......•  .                                 306
Настройка автомата АРТ-41..................                                307
ГЛАВА ШЕСТАЯ
ДИСТАНЦИОННЫЕ МАГНИТНЫЕ КОМПАСЫ
$ 4]. Проблема дистанционного компаса..............                                 ЫО
Классификация дистанционных компасов............                                 311
Дистанционный компас Патин.................                                 311
Дистанционный компас Магнесин................                               314
§ 42. Потенциометрический дистанционный компас ПДК-44 ....                                 316
Принцип действия.......................                                 316
Датчик ПДК-44........................                               318
Указатель ПДК-44......................                                320
Основные данные компаса ПДК-44...............                               322
Монтаж компаса ПДК-44..............•.....                                322
Устранение девиации ....     .................                                326
Пользование компасом ПДК-44 . . •..............                                 326
ГЛАВА СЕДЬМАЯ
МЕХАНИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ
§ 43. Центробежный тахометр..................                                328
Назначение и принцип действия................                                  328
Конструкция..........................                                329
Гибкий вал.........................                                 329
Монтаж тахометра и гибкого вала...............                                  332
Тахометр центробежный ТЦ-45................ .                               334
§ 44. Акселерометр...........•..............                                   334
Назначение и принцип действия................                           334
Конструкция..........................                                335
522                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                       Оглавление
ГЛАВА ВОСЬМАЯ
НАВИГАЦИОННЫЕ ИНСТРУМЕНТЫ                                                                                                                                                                                                                                                          Стр.
§ 45. Визир ОПБ-1м.........................                                 338
Назначение и устройство........ .........                                 338
Определение угла сноса....................                                 340
Определение путевой скорости................                                      341
§ 46. Ветрочет..........................                               342
Назначение и устройство...................                                   342
Определение ветра по двум углам сноса...........                                  344
§ 47. Счетная аэронавигационная линейка ............                                   345
Назначение и устройство....................                                   345
ГЛАВА ДЕВЯТАЯ
ГИРОСКОПИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ
§ 48. Некоторые сведения из механики..............                                   347
Абсолютное и относительное движение.............                                  347
Поступательное и вращательное движение ...     .......                                  347
Понятие о мгновенной скорости................                                 349
Сложение и разложение сил..................                                  349
Ускорение тел под действием сил   ...............                                  351
Ускорение силы тяжести...................                                 352
Подсчет массы и момента инерции тела.......• . . . .                               352
Силы, возникающие при движении тел с ускорением......                                353
Степени свободы.....        •.........•......                                  354
Центр тяжести и виды равновесия...............                                 355
Силы трения..........................                                 356
§ 49. Применение гироскопа на самолете.............                                 357
§ 50. Гироскоп и его свойство...................                                 360
Понятие о гироскопе....................     .                                 360
Гироскоп с тремя степенями свободы...........     . .                                 361
Кажущееся движение свободного гироскопа........                                 366
Гироскоп с направляющей силой.........    •  . . . .                                  368
Гироскоп с двумя степенями свободы   ....     .....     . .                                 372
§ 51. Указатель поворота и указатель скольжения   ........                                 374
Назначение.......................                                 374
Принцип действия указателя поворота............                                  374
Принцип действия указателя скольжения . . . •.....        .                                378
Конструкция указателя поворота и указателя скольжения ....                                   380
Лабораторная проверка   ...................                                   382
§ 52. Авиагоризонт АГП-2.....................                                  383
Назначение........................                                 383
Принцип действия.....................                                  383
Конструкция........ . . ...........                                389
Работа авиагоризонта АГП-2.................                                  392
§ 53. Авиагоризонт АГ-2........... ..........                                 393
Конструкция ........................                                 393
Лабораторная проверка авиагоризонтов АГП-2 и АГ-2 . ...                                 394
§ 54. Гирополукомпас.......    ................                                395
Назначение....................     ......                                 395
Принцип действия.......................                                395
Конструкция........................                                 397
Оглавление                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                      523
Стр.
§ 55. Гиромагнитный компас ГМК-2................                               399
Назначение....................•.....                                 399
Принцип действия......................                                 400
Конструкция..........................                                  405
Работа ГМК-2.........................                                407
Девиация ГМК-2 и конструкция девиационного прибора.....                                407
Лабораторная проверка ГМК-2.................                                409
§ 56. Пневматическое питание гироскопических приборов.....                                409
Источники питания .... •..........•.......                                409
Трубка Вентури........................                                410
Вакуумнасос АК-4..........•............                                  412
Регуляторы вакуума и давления..........•.....                               414
Пылевой фильтр ........................                                416
Монтажные детали......................                               418
Схемы вакуумного питания .................                               420
Схемы компрессивного питания................                                422
Бортовая проверка гироприборов..............•                                425
Установка гироприборов на приборной доске самолета . . . . •                         427
Проверка разрежения в гироприборах.............                                428
*
ГЛАВА ДЕСЯТАЯ
АВТОПИЛОТ
§ 57. Назначение автопилота и принцип его работы........                               429
Назначение..........................                                429
Стабилизация самолета вокруг главных осей устойчивости . . .                                429
Простейший автомат курса..................                                 430
Пропорциональное регулирование и обратная связь.......                                 434
Работа автомата курса с обратной связью............                                435
§ 58. Автопилот АП-42......................                                 437
Гирополукомпас для автомата курса АП-42...........                              437
Автоматическая стабилизация самолета вокруг оси ZZ.....                                 439
Автоматическая стабилизация самолета вокруг оси XX.....                                  441
Пневматическая схема.....................                                442
Гидравлическая схема ....... ..............                                442
Электрическая схема......................                                442
Возможные изменения в схеме автопилота АП-42........                                445
§ 59. Конструкция автопилота АП-42................                                445
Автомат курса.......................                               445
Коррекция курсового гироскопа................                                451
Коррекция курса от радиополукомпаса.............                                455
Автомат продольной и поперечной стабилизации........                                455
Монтажный кронштейн.....................                               459
Гидравлический агрегат.................. .                                459
Рулевые машинки...................... .                                466
Масляный бачок........................                               467
Диухстрелочный манометр...................                                 467
Дренажный бачок......................                                                                    467
Регулятор давления воздуха ..................                                469
Масляный фильтр......................                                 469
Обратные масляный и воздушный клапаны..........                                 469
Источники питания системы автопилота............                              470
Механизмы дистанционного управления............                                 471
Основные характеристики автопилота АП-42..........                               474
524                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                      Оглавление
Стр.
§ 60. Монтаж автопилота АП-42 на самолете............                                474
Размещение агрегатов на самолете...............                                474
Монтаж системы управления..................                                478
Монтаж обратной связи   . . . . •...............                               478
Монтаж системы включения автопилота...........                                 483
Монтаж гидравлической системы................                                 483
Монтаж пневматической системы.................                                 484
Монтаж электрической схемы.................                                 485
§ 61. Испытания автопилота АП-42.................                                   486
Проверка монтажа.......................                                   486
Испытания после монтажа......     .......•  . . .                                  487
Испытания автопилота перед полетом.............                                489
Испытания в полете....................                                 489
§ 62. Эксплоатация автопилота АП-42 ...............                                 490
Осмотр автопилота перед полетом...............                                490
Пользование автопилотом в полете...........                                 490
Уход за автопилотом.....................                                 491-
§ 63. Автопилот АП-45.....................                                492
Принципиальная схема автопилота АП-45............                                  493
Конструкции гироулла автомата курса АП-45..........                                  497
Конструкция гироузла автомата поперечной и продольной стаби-
лизации АП-45.......................                                  497
Монтаж и эксплоатация АП-45.................                                  499
§ 64. Проблема электрического автопилота.............                                499-
Заключение.............................                                5001
Приложения: 1. Аэродинамическая таблица..........    . .                                 502
2. Гипсометрическая таблица.............                                508
Редактор В. В. Савицкая                                                                                                                                                                                                                                                                           Техн. редактор И. М. Зудакин
А06389.        Подписано к печати 9/IX 1947 г.        Печ. л. 323/4+4 вкл.
Уч.-авт. л. 36.   Кол. зн. в печ. л. 43000. Форм. 60X92 Vie- Тираж 10500.
Цена в пер. 25 р.   Зак. 39/1078.
Типография Оборонгиза
16
15
LT
Фиг. 325. Конструкция авиагоризонта АГП-2:
1 - ротор. 2- кожух ротора. 3-крышка KOH'VX", 4-подшипник оси ротора, 5--щеле-
нидные отверстия, 6-продольные маятниковые злслонки, 7-поперечные маятниковые
заслонки, 5- рамка, 9-подшипники оси поперечных кренов, 10-задний центр, /7- под-
шипники оси продольных кренов, 72-<й>ковой центр, 13-регулировочные винты,
14-шкала продольных кренов, 15-палец, /6 -рычаг, 17-подвижный индекс; /4-кор-
пус прибора, 19-крышка прибора, ф стекло, 21- фильтр. 22-штуцер.
Приборы на самолете.
Фиг. 326. Конструкция авиагоризонта АГ-2:
J-ротор, *-кожух ротора, 3-пасшияя рамка, t-ось стрелки, 5-
шелевидные отверстия, в -маятниковые заслонки. 7-ось заслонки,
I-воздушная камера, S-корпус прибора, 10-сетка фильтра, ;/-
центр рамки, 72-подшипник, И боковой центр, 14 -сопло, IS-верх-
ний подшипник ротора, 1С>- нижний подшипник ротора, 7Г-под-
шипник, >8 - регулировочный центр. /", 20-подшипники, *'-регу-
лировочный центр. 22-экран. 2,5-зажимное кольцо, 24 рычаг,
tt-планка, указывающая гори онт, 2в-поводок, 27-балансировоч-
яый груз, IS индекс поперечных кренов, 29-балансировочный
грув, "- стекло, */-шкала, "-отверстие для прохода воздух".
"     ? г"
Фиг. 334. Конструкция; гирокомпаса ГМК-2:
J-рог";), Z-кожух ротора. 3-магниты, ^-йопла, 5-приемные сопла, 0-эксцентрик.
7-иорпус   реле,   S -иочбраиная   коробка,  9-заслонка,   10 -реактивные   отверстия,
и~ат'ллля рамка, 12-шкала, /,3-стекло. Hf-корпус прибора, 75-штуцер вакуума,
IS-штуцер давления, П -девиационный прибор.
.Приборы на самолет*.
Диаметр ролиНов не менее 50 мм
16
Гибкий стальной трос Ф1,9
Фяг. 390. Монтажная схема автопилота АП-42:                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                                             ,
I-автомат курса, 2-автомат продольной и поперечной стабилизации, J-монтажный     клапан, IS-фильтры (3 шт.), 1в-тросы обратной связи (3 шт.), It-курсмотор, U-ш
кронштейн, 4- гидроагрегат, "-рулевая машинка, t -масляный фильтр, /-дренажный     ка датчика, 19-кнопка штурмана,  Й>-распределительная коробка,  31-гибкий ви.
•"чок, "-передаточный штуцер "/, X''.". "-обратный клапан 12ХЮ. 10-обратный     ЯП- гибкие шланги 8X6 (2 шт.), И-гибкий^ шлангJJOX8 (1 шт.), "-сливная пробка.
клапан 10X8,11-вакуумметр, 13-регулятор -акуумз, 13-манометр масла, И -обратный
Размеры трубопроводов: а-6Х*; б-10><8; "-I2X8-
Приборы на саивлсте
По стрелке А
Фиг. 406. Автомат курса АП-45.
Приборы на самолете
ЛоА-В
Фиг. 407. Автомат поперечной и продольной стабилизации АП-45.   '
