FoSb?-

АВИАЦИОННЫЕ
ПРИБОРЫ
ЧАСТЬ
IV
П Р И Б О Р Ы
b or НИЗ ДАТ-1938
'4
v;
№>
1 ••
• и






р л
О
7 I
1
Рк
АВИАЦИОННЫЕ
ПРИБОРЫ
ЧАСТЬ IV
ГИРОСКОПИЧЕСКИЕ
ПРИБОРЫ
Составил воентехник 1-го ранга В. В. БРАНДТ
~»г.	__
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
НАРКОМАТА ОБОРОНЫ СОЮЗА ССР
МОСКВА—1938
Авиационные приборы. Часть IV. Гироскопические приборы. Составил
воентехник 1-го ранга В. В. БРАНДТ.
Книга, являющаяся четвертой частью общего курса по авиационным при-
борам, предназначается в качестве учебника для курсантов военных авиа-
ционно-технических училищ, а также может быть использована в школах
младших специалистов ВВС, аэроклубах и школах ГВФ.
В редактировании книги принимал участие военинжеиер 2 ранга
Д. Б. ПЕВ APT.
>

Редактор Корольков
Техн, редактор Стрельникова
Корректор Гиленко
Сдано в производство 23.IV.38
Подписано к печати 23.IX-38 г.
Формат бумаги 60x92/16
Объем 10*/, печ. л. 11,424 уч.-авт. л.
В бум. листе 96 009 знаков
Уполн. Главлита № Г—9837
Изд. № 227
Зак. № 1582
Цена книги 1 руб. 50 коп., переплета 60 коп.
Текст отпечатан на бумаге Камского бумкомбината
Переплетные материалы Щелковской ф-ки
Адрес нзд-ва: Москва, Орлнков пер., д. 3
Отпечатано во 2-й тип. Упр. ГВИЗ НКО СССР им. К. Ворошилова, Ленинград,
ул. Герцеиа, 1.
ГЛАВА I
ЭЛЕМЕНТАРНАЯ ТЕОРИЯ ГИРОСКОПА
1. Вращение в пространстве плоскости горизонта
и полуденной линии
Для уяснения принципа устройства и работы гироскопиче-
ских приборов необходимо прежде всего познакомиться с эле-
ментарной теорией гироскопических явлений.
Чтобы четко представлять себе поведение гироскопа на
земле, надо иметь ясное понятие о вращении в пространстве
плоскости истинного горизонта и полуденной линии в резуль-
тате суточного вращения земли.
Плоскостью истинного горизонта называется плоскость, ка-
сательная земной поверхности в
изображена плоскость гори-
зонта так, как она предста-
вляется наблюдателю, находя-
щемуся где-либо на открытой
местности (степь, море). На-
блюдатель находится в точке О,
т. е. в центре круга, ограничен-
ного линией видимого гори-
зонта. Представим себе, что
наблюдатель встал лицом в сто-
рону севера и мысленно провел
плоскость, проходящую через
точку О, точку, расположенную
прямо над собой (зенит), и точку
Плоскость, полученная таким
меридиана наблюдателя. В пересечении плоскости горизонта и
плоскости меридиана получится прямая линия, соединяющая
точки севера и юга на плоскости горизонта. Эта линия опре-
деляет собой направление север—юг, и, следовательно, вообще
направление сторон горизонта.
Известно, что в истинный полдень солнце своим центром
находится на меридиане данного места, а следовательно, тени
от всех земных предметов имеют направление север-юг.
3
какой-либо точке. На рис. 1
Рис. 1. Плоскость горизонта и полу-
денная линия
севера, лежащую на горизонте,
способом, будет плоскостью
Рис. 2. Вращение плоскости горизонта на
экваторе
Отсюда произошло название „полуденная линия". Полуденной
линией называется прямая линия, лежащая в плоскости истин-
ного горизонта и соединяющая точки севера и юга.
Рассмотрим теперь, какие изменения в положении плоскости
горизонта и полуденной линии будут происходить в результате
суточного вращения земли.
Изменения в положении этих элементов будем определять
относительно мирового пространства, т. е. относительно про-
странственных предметов
(звезд). Для удобства рас-
смотрения возьмем три наи-
более интересные точки
земной поверхности, а имен-
но: на экваторе, на полюсе и
на какой-либо северной ши-
роте.
Наэкваторе. На рис. 2
изображены плоскость го-
ризонта и полуденная ли-
ния для точки О, лежащей
на экваторе. Предположим,
что наблюдатель находится
в мировом пространстве,
т. е. с землей никак не свя-
зан. В начальный момент,
допустим в 0 часов, для
наблюдателя плоскость го-
ризонта будет казаться кру-
гом. В результате суточного
вращения земли, происхо-
дящего в направлении с за-
пада на восток (на рис. 2
показано стрелкой), точка О
через 3 часа переместится
вместе с землей на 45° (уг-
ловая скорость вращения
земли 15° в час, т. е. 360°
в 24 часа).
Для наблюдателя, нахо-
дящегося в пространстве,
плоскость горизонта будет
казаться не кругом, а ова-
лом. Через 6 часов точка О
переместится на 90°, и для
будет казаться прямой ли-
след этой плоскости. Таким
образом, плоскость горизонта повернулась на 90° относительно
мирового пространства. На рис. 3 изображено то же, что
и на рис. 2, но только для наблюдателя, находящегося над Се-
верным полюсом земли в мировом пространстве.
4
Рис. 3. Вращение плоскости горизонта на
экваторе
наблюдателя плоскость горизонта
нией, т. е. он будет видеть только
В этом случае наблюдатель будет видеть лишь след плоско-
сти горизонта в виде прямой. Рисунок наглядно показывает
вращение плоскости горизонта относительно мирового про-
странства. Угловая скорость этого вращения совпадает с угло-
вой скоростью вращения земли, т. е. равна 1 обороту за 24 часа,
или 15° в час. Для наблюдателя, находящегося на плоскости
горизонта, восточная сторона плоскости будет непрерывно опу-
скаться, а западная подниматься.
Определим ось, относительно которой происходит вращение
плоскости горизонта.
Если внимательно посмотреть на рис. 2 и 3, то можно за-
метить, что вращение плоскости горизонта происходит вокруг
полуденной линии, которая никакого изменения своего поло-
жения в пространстве не имеет, а следовательно, не вращается.
Здесь необходимо предостеречь читателя от обычной ошибки,
допускаемой в данном вопросе. Не следует путать понятие „пе-
реместится в пространстве" с понятием „вращается в простран-
стве". Первое действительно имеет место по отношению к по-
луденной линии, однако, при этом „перемещении" направление
полуденной линии в пространстве не изменяется, а следова-
тельно, вращения нет. Если же мы, помня, что размеры земли
чрезвычайно ничтожны по сравнению с размерами мирово»».»
пространства, „превратим" землю в точку, то очевидно, что по-
луденная линия сольется с осью земли, а эта последняя не
изменяет своего положения в пространстве при суточном вра-
щении земли.
Это следует иметь в виду и при дальнейших рассуждениях.
Таким образом, на экваторе плоскость горизонта и полуден-
ная линия ведут себя следующим образом:
1) плоскость горизонта вращается в пространстве относи-
тельно полуденной линии с угловой скоростью 15° в час;
2) полуденная линия на экваторе вращения в пространстве
не имеет.
На Северном полюсе. На рис. 4 изображена плоскость
горизонта для Северного полюса так, как она будет видна на-
блюдателю, находящемуся в мировом пространстве над земным
экватором.
Нетрудно сообразить, что в этом случае суточное вращение
земли не может вызвать никакого изменения в положении пло-
скости горизонта, т. е. последняя не будет иметь вращения
в пространстве.
Это обстоятельство находит себе подтверждение в том, что
в приполярной части земного шара с наступлением полярного
дня солнце в течение суток не скрывается за горизонт, т. е.
плоскость горизонта имеет такое малое вращение, что не в со-
стоянии скрыть солнце от наблюдателя.
Теперь посмотрим, что происходит на Северном полюсе с по-
луденной линией. Прежде всего нужно сказать, что понятие
„полуденная линия" для полюса не имеет смысла, так как для
этой точки невозможно представить направление север—юг,
5
ибо здесь пересекаются все меридианы. Если наблюдателя по-
ставить точно на Северный полюс, то вокруг него будет одно
и то же направление, а именно—юг. Однако, мы условно можем
взять любую прямую, лежащую в плоскости горизонта, и при-
нять ее за полуденную линию. На рис. 5 изображена земля при
наблюдении ее из мирового пространства со стороны Северного
полюса. Малым кругом показана плоскость горизонта для точки
полюса.
Рис. 4. Плоскость горизонта
на полюсе
Рис. 5. Вращение полуденной
линии на полюсе
Линия ав условно принята за полуденную линию. Предпо-
ложим, что в начальный момент (0 часов) линия ав была на-
правлена на какую-либо звезду А. В результате суточного вра-
щения земли через 3 часа линия ав займет положение
а1в1, т. е. повернется относительно направления к звезде А
на угол 45°. Через 6 часов линия ав займет положение а2в2,
т. е. повернется на 90°, и т. д.
Рисунок наглядно показывает, что на Северном полюсе по-
луденная линия вращается в пространстве со скоростью 15°
в час в направлении справа налево, т. е. против часовой
стрелки.
Осью вращения полуденной линии будет в данном случае
ось земли, но лучше сказать вертикаль для точки наблюдения
(на полюсе вертикаль и ось земли совпадают).
Таким образом, на Северном полюсе плоскость горизонта
и полуденная линия ведут себя следующим образом:
1) плоскость горизонта сохраняет свое положение, т. е. не
вращается в пространстве;
2) полуденная линия вращается в пространстве вокруг вер-
тикали со скоростью 15° в час в направлении против часовой
стрелки.
Рекомендуем читателю самостоятельно установить поведе-
€
ние плоскости горизонта и полуденной линии для Южного по-
люса.
На северной широте 45°. Выше мы уже установили,
что вращение плоскости горизонта на экваторе имеет скорость
15° в час, а на полюсе вращения не имеет. Нетрудно сообра-
зить, что по мере увеличения широты точки наблюдения ско-
рость вращения плоскости горизонта будет непрерывно умень-
шаться, стремясь превратиться в нуль на максимальной широте,
т. е. на Северном (Южном) полюсе. При этом необходимо отме-
тить, что осью вращения плоскости горизонта во всех случаях
будет полуденная линия.
Таким образом, на широте 45° вращение плоскости гори-
зонта будет происходить медленнее, чем на экваторе, но бы-
стрее, чем на полюсе.
Можно сказать, что скорость вращения плоскости горизонта
зависит от широты и пропорциональна косинусу широты. Обо-
значив угловую скорость вращения земли через <о, а угловую
скорость плоскости горизонта через о,, получаем равенство:
Wj = (U cos <j>.
Определим угловую скорость плоскости горизонта для ши-
роты 45°:
ш = 15° в час.
<р = 45°; cos 45° =	= 0,707.
ш, = 15° X 0,707 = 10° 36' в час.
Теперь рассмотрим вращение полуденной линии.
Мы уже видели, что на экваторе полуденная линия враще-
ния не имеет, а на Северном полюсе вращается вокруг верти-
кали со скоростью, равной угловой скорости земли, причем на-
правление вращения на Северном полюсе было против часовой
стрелки. Направление вращения сохранится для широты 45°, но
в данном случае можно сказать, что оно происходит с востока
на запад. Нетрудно сообразить, что скорость вращения полу-
денной линии также будет зависеть от широты места, но про-
порциональна не косинусу ее, а синусу. Обозначив угловую
скорость земли через <о, а угловую скорость полуденной линии
через <о2, можно написать равенство:
ш2 = ш sin <р.
Так как синус и косинус угла 45° равны, то, очевидно, ско-
рость вращения полуденной линии на широте 45° будет равна
скорости вращения плоскости горизонта на той же широте.
Таким образом, для точки любой северной широты враще-
ние плоскости горизонта и полуденной линии в пространстве
происходит следующим образом:
1) плоскость горизонта вращается вокруг полуденной линии
со скоростью, пропорциональной косинусу широты;
7
2) полуденная линия
в направлении с востока
нальной синусу широты.
вращается относительно вертикали
на запад со скоростью, пропорцио-
его основное свойство
2. Гироскоп,
и кажущееся движение
Гироскопом называют всякое тело, состоящее из однород-
ного материала, имеющее возможность
Ротор
Полукольцо
ЗаЖилтой бинт
для бозл.иЖности
уничтожить свобо-
ду вращения вокруг
оси
Зажимной винт для
. возможности унич-
тожишь свободу вра-
щения вокруг оси Z-Z
z
Рис. 6. Лабораторный гироскоп

вращаться вокруг оси
симметрии, причем эта
ось может изменять
свое положение отно-
сительно окружающих
предметов.
Слово „гироскоп*
происходит от двух
греческих корней: „ги-
рос“, что значит вра-
щение, и „скопейн"—
наблюдать х. Следова-
тельно, гироскопом
называется прибор,
при помощи которого
можно наблюдать свой-
ства вращающегося
тела.
Для лабораторных
исследований обычно
применяют гироскоп,
состоящий из массив-
ного диска (ротора),
ось которого устано-
влена в металлическом
кольце. Это кольцо
устанавливается в дру-
гое полукольцо (или
кольцо), свободно вра-
оси (рис. 6). Все пере-
щающееся относительно вертикальной
численные детали устанавливаются на массивной подставке.
Ось вращения диска (ротора) называется главной осью ги-
роскопа или осью XX, ось вращения внутреннего кольца назы-
полукольца(или кольца) —
вается осью УУ, а ось вращения
осью ZZ.
В дальнейших рассуждениях мы
веденных обозначений.
Ось ротора установлена таким
может вращаться относительно осей УУ и ZZ, а следовательно
будем придерживаться при-
образом, что одновременно
1 Часто в литературе можно встретить слово „жироскоп*. Это слово —
того же происхождения, но с французским произношением.
8	»
ротор может одновременно вращаться относительно всех трех
осей. Установка, обеспечивающая телу одновременное вращение
относительно трех осей, называется карданов подвес.
Гироскоп, отвечающий этому условию, называют гироскопом
с тремя степенями свободы.
Если одну из осей карданова подвеса зажать, то получается
гироскоп с двумя степенями свободы.
Существует понятие свободный гироскоп. Свободным гиро-
скопом называется гироскоп:
1)	имеющий три степени свободы;
2)	все три оси которого пересекаются в одной точке;
3)	центр тяжести которого находится в точке пересечения
осей, т. е. в точке опоры;
4)	в подшипниках осей которого должно быть обеспечено
минимальное и равное трение (теоретически трение должно
вообще отсутствовать).
Выполнение требований 2 и 3 называется балансировкой ги-
роскопа. Из физики известно, что тело, помещенное таким обра<*
зом, что его центр тяжести совпадает с точкой опоры, нахо-
дится в безразличном равновесии.
Свободный гироскоп также должен находиться в безразлич1
ном равновесии, т. е. оставаться в том положении, какое ему
было придано.
Самое понятие „свободный гироскоп" предполагает, что ги-
роскоп свободен от Действия всякого рода внешних сил. Сила
тяжести, конечно, будет действовать на гироскоп всегда, но
если совместить центр тяжести гироскопа с точкой опоры, то
плечо силы тяжести относительно точки опоры становится рав-
ным нулю, а значит, и момент силы тяжести также равен
нулю.
Трение в подшипниках осей гироскопа также создает неко-
торый внешний момент относительно точки опоры гироскопа.
Вот почему важно максимально уменьшить трение и уравнять
его значение на противоположных подшипниках.
Если ротор свободного гироскопа имеет быстрое вращение,
то гироскоп получает особое свойство. Главная ось его враще-
ния (ось XX) стремится сохранить свое направление неизмен-
ным в мировом пространстве.
Если расположить ось гироскопа в каком-либо определенном
положении по отношению к мировому пространству (направить
на звезду) и сообщить ротору быстрое вращение, то с течением
времени положение его оси по отношению к звезде не изме-
нится. Для этого необходимо иметь идеально свободный гиро-
скоп, т. е. такой, у которого выполнены все требования, пере-
численные выше.
Во всех дальнейших рассуждениях мы будем иметь в виду
именно такой идеально свободный гироскоп.
Сохраняя положение оси ротора неизменным в пространстве,
гироскоп в силу вращения земли будет совершать так назы-
ваемое кажущееся движение относительно земных предметов.
S
Это кажущееся движение может иметь различный харак-
тер, а поэтому рассмотрим последовательно три наиболее пока-
зательных случая.
I случай. Здесь мы рассмотрим, как будет происходить
кажущееся движение гироскопа при его установке на геогра-
фическом экваторе.
Предположим, что в начальный момент ось свободного ги-
роскопа была расположена горизонтально (параллельно плоско-
сти горизонта) и направлена с востока на запад (перпендику-
лярно к полуденной линии). На рис. 7 изображено положение
Рис. 7. Свободный гироскоп на экваторе
гироскопа, если смотреть на него из мирового пространства
со стороны Северного полюса.
В начальный момент (0 часов) ось гироскопа ав горизон-
тальна и концом а направлена на восток. На основании своего
свойства ось гироскопа будет сохранять положение в мировом
пространстве. Плоскость же горизонта, как мы установили
раньше, не сохраняет своего положения в пространстве, а со-
вершает вращение со скоростью 15° в час. Таким образом, го-
ризонтальность оси гироскопа не сможет сохраниться, и на-
блюдателю, находящемуся у гироскопа, будет казаться, что
восточный конец оси гироскопа начнет подниматься над пло-
скостью горизонта со скоростью 15° в час и- через 3 часа
поднимется на 45°. Через 6 часов ось гироскопа станет верти-
кально, а через 12 часов вновь займет горизонтальное по-
ложение, причем конец* ее а будет направлен на запад,
ю
Через 24 часа- положение восстановится, и ось гироскопа зай-
мет то же положение, т. е. станет горизонтально, и конец а
вновь будет направлен на восток. Таким образом, ось гироскопа
кажущимся движением совершит полный оборот относительно
оси YY с угловой скоростью, равной угловой скорости вра-
щения земли.
Теперь установим ось гироскопа также горизонтально, но на-
правим его с севера на юг, т. е. по полуденной линии. На рис. 8
изображено это положение для наблюдателя, находящегося
в мировом пространстве над экватором. Как видно из рисунка,
ось гироскопа при вращении земли не меняет своего поло-
жения по отношению к земле, т. е. все время горизонтальна
и направлена с севера на юг. Объяснить это можно, вспомнив
точки на экваторе. Действи-
поведение полуденной линии для
Рис. 8. Свободный гироскоп на
экваторе
Рис. 9. Свободный гироскоп
на Северном полюсе
тельно, полуденная линия на экваторе сохраняет свое поло-
жение в пространстве; совмещенная с ней ось гироскопа
также сохраняет свое положение, а следовательно, вращение
земли не изменит положения оси гироскопа. Таким образом, при
вышеописанной установке ось гироскопа не обнаружит кажу-
щегося движения.
II случай. Здесь мы рассмотрим, как будет происходить
кажущееся движение оси гироскопа при установке его на одном
из полюсов, допустим Северном.
Предположим, что в начальный момент ось гироскопа была
расположена вертикально, т. е. перпендикулярно к плоскости
горизонта.
На рис. 9. изображен этот случай для наблюдателя, распо-
ложенного в мировом пространстве над экватором.
11
Так как плоскость горизонта на полюсе вращения в про-
странстве не имеет, а мы расположили ось гироскопа к ней
перпендикулярно, то, очевидно, вследствие основного свой-
ства гироскопа угол 90° между плоскостью горизонта и осью
гироскопа будет сохраняться, и кажущееся движение будет от-
сутствовать.
Теперь предположим, что ось гироскопа в начальный момент
была горизонтальна, но направлена параллельно какой-то пря-
мой, лежащей на плоскости горизонта, условно выбранной нами
за полуденную линию.
На рис. 10 изображено это положение для наблюдателя,
расположенного в мировом пространстве над Северным по-
люсом.
Пусть в начальный момент (0 часов) ось гироскопа ab совпа-
дала с линией АВ (условно выбранная полуденная линия). В ре-
Рис. 10. Свободный гироскоп
на Северном полюсе
зультате суточного вращения земли
линия АВ (как полуденная) будет со-
вершать вращение вокруг вертикали
и за 3 часа повернется на угол 45°.
Наблюдателю, находящемуся у ги-
роскопа, будет казаться, что ось
гироскопа повернулась на угол 45°
в горизонтальной плоскости.
Объяснить это явление можно
тем, что наблюдатель, находящийся
на Северном полюсе рядом с гиро-
скопом, не воспринимая вращения
полуденной линии, так как вращается
и сам, заметит вращение оси гиро-
скопа относительно земных предме-
тов. Кажущееся вращение оси гиро-
скопа на Северном полюсе будет происходить по ходу часовой
стрелки, так как полуденная линия на Северном полюсе вра-
щается против часовой стрелки, причем угловая скорость этого
вращения будет равна угловой скорости вращения земли. Кроме
того, отметим, что кажущееся движение будет происходить
относительно оси ZZ гироскопа.
Если подобный случай рассмотреть для Южного полюса, то
получится следующее:
1) при вертикальной установке ось гироскопа не обнару-
жит кажущегося движения;	*
2) при горизонтальной установке ось гироскопа будет иметь
кажущееся движение в горизонтальной плоскости, в направле-
нии против часовой стрелки, со скоростью, равной угловой
скорости земли.
III случай. Здесь мы рассмотрим, как будет происходить
кажущееся движение оси гироскопа, установленного на какой-
либо широте <р. Этот случай наиболее важный, так как именно
с таким положением приходится иметь дело в гироскопических
приборах.
12
Предположим, что в начальный момент (0 часов) ось гиро-
скопа ab была горизонтальна и направлена с севера на юг, т. е.
по полуденной линии (рис. 11). В результате суточного враще-
ния земли полуденная линия начнет своим северным концом
отходить к западу, а следовательно, ось гироскопа своим кон-
цом а с той же скоростью будет поворачиваться к востоку.
Попадая в восточную часть горизонта, которая, как известно,
вращаясь в пространстве, опускается, конец а оси гироскопа
будет подниматься над плоскостью горизонта. Южный конец
оси b будет отходить к западу, а значит, и опускаться.
Так будет происходить кажущееся движение оси гироскопа
для наблюдателя, находящегося у гироскопа.
Теперь рассмотрим положение, которое займет ось гироскопа
через 6 часов (рис. 11). На рисунке видно, что ось .гиро-
скопа уже не напра-
влена по полуденной
линии, а образует с ней
угол а. Кроме того,
ось гироскопа, конеч-
но, и не горизонтальна,
а составляет с плос-
костью горизонта не-
который угол. Здесь
мы отметим, что ка-
жущееся движение оси
гироскопа происходи-
ло относительно осей
YY и ZZодновременно.
Через 12 часов ось
гироскопа займет по-
ложение, изображен-
ное на рис 11.
Во-первых, мы видим, что ось гироскопа составляет с пло-
скостью горизонта угол 2<р. Таким образом, за 12 часов образо-
вался максимальный угол между плоскостью горизонта и осью
гироскопа.
В данном положении так же, как и в начальном (0 часов),
ось гироскопа находится в плоскости меридиана, а это значит,
что проекция оси гироскопа через 12 часов вновь совпадает
с полуденной линией. Таким образом, в результате суточного
вращения земли ось гироскопа опишет конус с вершиной в центре
ротора, причем угол при вершине конуса будет зависеть от пер-
воначальной установки гироскопа.
В приведенном на рис. 11 случае угол при вершине конуса,
описанного осью гироскопа, равен двойной широте места уста-
новки. Однако это бывает только в тех случаях, когда
ось гироскопа в начальный момент установлена гори-
зонтально и направлена по полуденной линии. Для под-
тверждения этого вспомним уже известные нам случаи,
а именно: .
Рис. 11. Свободный гироскоп на широте <р
13
Рис. 12. Свободный гироскоп
на широте 40°. (Ось парал-
лельна оси земли.
1.	При подобной установке на экваторе ось гироскопа кажу-
щегося движения не обнаруживала. Широта экватора равна
нулю, угол при вершине конуса должен был быть равен также
нулю, а следовательно, конус сольется с прямой.
2.	При подобной установке на полюсе, т. е. на широте 90°,
ось гироскопа описывала круг, т. е. конус с углом при вер-
шине 180°.
Для общего же случая установки оси гироскопа в начальный
момент удобнее следующее правило. Ось гироскопа описывает
своим кажущимся движением конус, угол при вершине кото-
рого равен двойному углу между осью гироскопа и осью земли.
Таким образом, независимо от места установки гироскопа на
земле, кажущееся движение будет зависеть только от угла, обра-
зованного направлением оси гироскопа и осью земли. Вернемся
к рис. 11 и рассмотрим момент, соот-
ветствующий 0 часов. Нетрудно за-
метить, что угол <р, образованный
осью гироскопа и линией, параллель-
ной оси земли, равен широте места. -
В этом случае, как мы уже гово-
рили, ось гироскопа опишет конус.
Теперь обратимся к рис. 12. Этот
рисунок изображает гироскоп, уста-
новленный на широте 40°, причем
северный конец оси гироскопа соста-
вляет с плоскостью горизонта угол
40°, т. е. равный широте.
Из рисунка видно, что в этом
случае ось гироскопа параллельна
оси земли, а значит, угол между
ними равен нулю. Нетрудно сообразить, что в данном случае
никакого кажущегося движения не обнаружится, и наблю-
датель скажет: „Ось гироскопа неподвижна относительно земных
предметов."
Отсюда можно сделать вывод, что в любом месте земли
можно установить гироскоп так, что никакого кажущегося дви-
жения не обнаружится.
Однако, это обстоятельство имеет лишь теоретическое зна-
чение и в практическом применении гироскопа в авиаприборах
не используется.
Для практического применения ось гироскопа располагается,
как правило, либо горизонтально, либо вертикально и для ши-
рот больше нуля и меньше 90° никогда не займет положения,
параллельного оси земли. Таким образом, все свободные гиро-
скопы будут иметь кажущееся движение, причем оно будет
происходить относительно осей ZZ и YY одновременно. Уста-
новим зависимость между угловой скоростью кажущегося дви-
жения и широтой места. Для этого необходимо вспомнить
зависимость угловой скорости вращения плоскости гори-
зонта и полуденной линии от широты места. Формулы, при-
14
веденные в предыдущем разделе, полностью соответствуют
нашей задаче, а именно: угловая скорость относительно оси YY
будет пропорциональна косинусу широты, т. е.
Шу — <о cos <f>;
угловая же скорость относительно оси ZZ будет пропорцио-
нальна синусу широты, т. е.
we = ш sin <р,
где «у—угловая скорость относительно оси YY;
ыг — угловая скорость относительно оси ZZ;
w — угловая скорость земли;
<j>— широта места.
3.	Прецессионное движение
В предыдущем параграфе мы установили, что свободный
гироскоп при достаточно быстром вращении стремится сохра-
нить направление главной оси вращения неизменным в про-
странстве. Это явление мы называли основным свойством гиро-
скопа. В настоящем параграфе обратимся к рассмотрению
явлений, которые происходят с гироскопом при попытке изме-
нить направление его оси.
Пусть мы имеем свободный гироскоп с быстро вращающимся
ротором. Предположим, что к одному из колец этого гироскопа
приложена сила, стремящаяся повернуть главную ось вращения
ротора. В этом случае мы заметим, что гироскоп сопротивляется
приложенной силе, т. е. ось ротора не перемещается в напра-
влении силы. Если сила была приложена мгновенно, то никакого
видимого смещения оси не обнаружится. Если же сила будет
действовать продолжительное время, то ось ротора начнет дви-
гаться, причем направление этого движения будет перпендику-
лярно к направлению действующей силы. Отметим, что как
только действие силы прекратится, сейчас же прекратится
и движение оси ротора.
Таким образом, при приложении к быстро вращающемуся
свободному гироскопу момента внешней силы (мы говорим мо-
мента силы, так как, кроме наличия силы, необходимо иметь
также и плечо) гироскоп, сопротивляясь действию силы, начи-
нает совершать движение, направление которого перпендику-
лярно к направлению силы.
Сопротивление, которое гироскоп оказывает прилагаемой
к нему силе, называется гироскопическим сопротивлением. Ги-
роскопическое сопротивление зависит от момента инерции ро-
тора относительно оси XX и угловой скорости вращения.
Моментом инерции тела относительно оси в механике назы-
вается сумма произведений масс материальных точек, образую-
15-
ших данное тело, на квадраты расстояний этих точек от оси.
Таким образом, момент инерции I для тела А (рис. 13) выра-
зится следующим образом:
I = mv г2 + т2 г/ + т9 r92 + m4 r42 + т5 г2 + ... + тп г2.
Сокращенно это же самое можно написать, применив значок
суммы 2:
п
I = /П.гД
Таким образом, момент инерции относительно оси будет
тем больше, чем больше масса данного тела и чем дальше эта
масса удалена от оси, относительно которой определяется мо-
мент инерции.
Рис. 13. Определение момента инер- Рис. 14. Ротор-кольцо массы М.
ции тела А	с радиусами г и R
Ротор гироскопа можно рассматривать как массивное кольцо
(рис. 14). С помощью высшей математики доказывается, что
момент инерции массы кольца М выражается следующей фор-
мулой:
где / —момент инерции,
М — масса кольца,
/?— наружный радиус кольца,
г—внутренний радиус кольца.
Таким образом, имея постоянную массу, можно получить
различный момент инерции, меняя величины R и г.
Однако для гироскопических приборов увеличивать R не
выгодно, так как от этого увеличиваются габариты прибора;
поэтому роторы гироскопов делают кольцеобразными, увели-
чивая радиус г.
16
Произведение момента инерции тела относительно оси вра-
щения на угловую скорость называется кинетическим момен-
том Е (или моментом количества движения).
Е = Ы,
где Е — кинетический момент,
/ — момент инерции ротора,
о> — угловая скорость ротора.
Чем больше кинетический момент ротора, тем больше устой-
чивость и гироскопическое
Движение, которое
совершает ось ротора
при приложении к ги-,
роскопумомента внеш-
ней силы, называется
прецессионным движе-
нием, или прецессией.
Объяснить возник-
новение прецессион-
ного движения можно
сложением векторов
угловых скоростей. .
В механике угло-
вую скорость выра-
жают в виде вектора.
Векторы угловых ско-
ростей строятся по
следующим правилам:
1)	начало вектрра
лежит в центре вра-
щающегося тела;
2)	вектор совпа-
дает с осью вращения;
3)	вектор напра-
вляется в сторону, от-
куда вращение ка- '
жется совершающим-
ся против часовой
стрелки;
4)	длина вектора определяет величину угловой скорости.
сопротивление.
Иапрайпение
бращенин
Рис. 15. Сложение векторов угловой скорости
V
Применим правило векторов угловых скоростей к гироскопу
(рис. 15). Ротор гироскопа вращается относительно оси XX
с некоторой угловой скоростью <о. Угловая скорость <о выра-
жена вектором, построенным на основании вышеуказанных пра-
вил. Пусть некоторая сила F, действуя на гироскоп, стремится
повернуть его относительно оси ZZ с угловой скоростью ы,.
Вектор угловой скорости построен по тем же правилам.
Векторы w и <0) можно сложить по правилу параллело-
грама, и в результате получится суммарный вектор <о2 (см.
рис. 15).
2—Авиационные приборы.
17
Направление этого вектора определяет направление оси XX,
т. е. ось ротора XX должна совместиться с вектором о>2. Для
того чтобы это произошло, ось XX совершит движение в на-
правлении стрелки А (рис. 15). Это движение оси ротора и есть
прецессия.
Действительно, сила Д, приложенная к гироскопу, стремилась
повернуть его относительно оси ZZ, однако ось ротора повер-
нулась относительно оси YY, перпендикулярной к оси ZZ. На
Z
Рис. 16. Сложение векторов угловой скорости
рис. 16 изображен случай сложения векторов угловых скоростей
для силы Д, стремящейся повернуть гироскоп относительно
оси YY с угловой скоростью шг. В этом случае, в результате
сложения векторов, возникнет прецессия оси ротора относи-
тельно оси ZZ.
На основании вышеизложенного можно сделать вывод, обоб-
щающий оба разобранных нами случая.
При приложении к гироскопу с вращающимся ротором мо-
мента внешней силы, стремящейся повернуть гироскоп отно-
18
сительно новой, оси, ось ротора гироскопа {главная ось) совер-
шает прецессионное движение в направлении к оси нового враще-
ния.
Пользуясь этим правилом и зная правила построения векто-
ров угловых скоростей, можно определять направление прецес-
сионного движения.
Скорость прецессионного движения зависит от кинетиче-
ского момента ротора и величины момента силы, вызывающей
прецессионное движение. Причем, чем больше кинетический
момент ротора, тем меньше скорость прецессии, т. е. скорость
прецессии и кинетический момент находятся в обратной зависи-
мости.
Величина момента силы и скорость прецессии находятся
в прямой зависимости.
Скорость прецессии гироскопа с тремя степенями свободы
выражается следующей формулой:
М
Шпр— £ »
где <йпр—скорость прецессии,
М — момент силы,
Е — кинетический момент.
Теперь рассмотрим вопрос о продолжительности прецесси-
онного движения.
Прежде всего вспомним, что прецессионное движение про-
исходит только во время действия силы, его вызывающей.
Одновременно с прекращением действия силы прекращается
и прецессионное движение. Следовательно, по инерции прецес-
сионное движение не происходит.
Это обстоятельство имеет большое значение при применении
гироскопа в авиационных приборах. Кратковременные приложе-
ния сил, т. е. толчки и удары, вызывают весьма незначительные
смещения оси ротора, и поэтому принято говорить, что толчки
на гироскоп не действуют.
Если сила действует продолжительное время, то и прецес-
сионное движение будет продолжительным. Однак® в случае,
приведенном на рис. 15, может наступить момент, когда вектор
главного вращения (вращения относительно оси XX) совместится
с осью нового вращения ZZ. Как только это произойдет, пре-
цессионное движение прекратится.
Вместе с прекращением прецессии гироскоп уже не будет
оказывать гироскопического сопротивления силе F.
В случае, изображенном на рис. 16, картина будет иная.
Здесь вектор главного вращения не может совпасть с векто-
ром нового вращения, поэтому прецессия будет совершаться
непрерывно, пока действует сила. Данный случай называют слу-
чаем непрерывной прецессии.
Нетрудно видеть, что непрерывная прецессия может совер-
шаться только относительно оси ZZ.
2*	19
V
В заключение рассмотрим некоторые свойства гироскопа
с двумя степенями свободы, отличные от свойств гироскопа
с тремя степенями свободы.
Прежде всего следует указать, что гироскоп с двумя степе-
нями свободы не обладает гироскопическим сопротивлением.
В результате этого прецессионное движение такого гироскопа
происходит не совсем так, как у гироскопа с тремя степенями
свободы.
Направление прецессии гироскопа с двумя степенями сво-
боды определяется по правилу векторов так же, как и в слу-
чае гироскопа с тремя степенями свободы. Однако, скорость
прецессии определяется другими правилами. Гироскоп с двумя
степенями свободы совершает прецессионное движение под
действием гироскопического момента, возникающего при сооб-
щении ему нового вращения.
Гироскопический момент выражается следующей формулой:
К = Zaxoj,
где К — гироскопический момент,
/ — момент инерции ротора,
ш— угловая скорость ротора,
— угловая скорость нового вращения.
Таким образом, чем больше кинетический момент, тем больше
и гироскопический момент.
Скорость прецессии в даннем случае тем больше, чем больше
гироскопический момент.
Угловая скорость нового вращения также влияет на скорость
прецессии. Чем больше угловая скорость нового вращения, тем
больше скорость прецессии.
4. Правило штопора
Для уяснения принципа работы гироскопических приборов
и регулировки гироскопов необходимо уметь быстро решать
следующие две задачи:
1) определять направление прецессии ротора по известной
.силе;
L 2) определять силу, вызвавшую прецессию.
Эти две задачи могут быть решены на основании правила
сложения векторов угловых скоростей, но не во всех случаях
данное правило удобно. Например, для гироскопов с двумя
степенями свободы правило векторов вполне подходит; для
свободных гироскопов более подходит так называемое правило
штопора.
В настоящем параграфе мы разберем сущность правила што-
пора и примеры пользования им для решения указанных задач.
Прежде всего введем понятия, необходимые для правила
штопора.
Первое понятие—полюс гироскопа.
20
Полюсом гироскопа называется тот конец оси ротора, от-
куда вращение ротора кажется совершающимся против часо-
вой стрелки.
Как видно, полюс гироскопа зависит только от направления
вращения ротора, и положение его может меняться с изменением
направления вращения ротора.
В гироскопических приборах направление вращения ротора
всегда постоянно для данного прибора, а значит, и полюс гиро-
скопа не меняется. На рис. 17 изображены два ротора с раз-
личным направлением вращения и указаны полюсы гироскопов,
определенные по вышеуказанному правилу.
Второе понятие—полюс ввинчивания.
Полюсом ввинчивания для данной силы называется та точка
гироскопа, к которой стремится штопор,
мый в центр гироскопа так, чтобы бли-
жайшая к силе ручка штопора шла по
направлению силы.
Кроме того, следует заметить, что што-
пор может ввинчиваться только по осям
YY и ZZ.
Из данного определения ясно, что по-
ложение полюса ввинчивания зависит ис-
ключительно от точки приложения и на-
правления силы.
Найти полюс ввинчивания можно, зная
направление и точку приложения силы.
На положение полюса ввинчивания не
оказывают никакого влияния ни напра-
вление вращения ротора, ни величина
силы.
мысленно ввинчивае-
Рис. 17. Положение по-
люса гироскопа
ввинчивания, убе-
Предположим, что сила Р приложена
к точке В, лежащей на внутреннем кольце
гироскопа, и направлена сверху вниз
(рис. 18). Найдем полюс ввинчивания для
силы Р. Применяя определение полюса
ждаемся, что штопор должен ввинчиваться по направлению
оси YY в точку Г.
Действительно, при ввинчивании штопора конец его ручки а,
ближайший к силе, пойдет по направлению силы.
Следовательно, полюс ввинчивания для силы Р находится
в точке К.
Если силу Р, не меняя ее направления, перенести и прило-
жить к точке А гироскопа, то естественно, что и полюс ввин-
чивания переместится и в данном случае перейдет в точку Г,
так как ввинчивать штопор придется в точку К.
Рассмотрим рис. 19. На этом рисунке сила Р направлена
горизонтально и приложена к наружному кольцу в точке К.
В этом случае полюс ввинчивания должен находиться в точке//,
так как штопор нужно ввинчивать сверху. Если изменить
направление силы Р на противоположное, не меняя точки при-
21
ложения, то полюс ввинчивания для нее будет находиться
вверху.
После некоторой тренировки полюс ввинчивания находится
очень быстро.
Полезно запомнить следующее простое правило, облегчаю-
щее нахождение полюса ввинчивания. Если сила создает мо-
мент, вращающий внутреннее кольцо, то полюс ввинчивания для
этой силы будет на одном из концов оси YY. Если же сила
создает момент, вращающий наружное кольцо, то полюс ввин-
чивания для данной силы будет на одном из концов оси ZZ.
Правило штопора формулируется так:
При приложении к вращающемуся гироснопу момента внеш-
ней силы, полюс гироскопа движется к полюсу ввинчивания для
данной силы.
Пользуясь правилом штопора, можно, зная положение по-
люса гироскопа и полюса ввинчивания, определить направле-
ние прецессии.
22
На рис. 18 и 19, согласно направлению вращения ротора
(указано стрелкой), полюсы гироскопов находятся в точке А,
следовательно, прецессионное движение будет происходить в на-
правлении стрелок, т. е. в обоих случаях полюс гироскопа идет4,
к полюсу ввинчивания.
В случае прецессии относительно оси ZZ полюс гироскопа
никогда не совпадет с полюсом ввинчивания, так как послед-
ний при прецессии перемещается с той же угловой скоростью,
что и полюс гироскопа.
В этом случае мы будем иметь непрерывную прецессию
(см. рис. 16).
В случае же прецессии относительно оси YY полюс ввинчи-
вания неподвижен, и полюс гироскопа, двигаясь к полюсу ввин-
чивания, может с ним совпасть.
Очевидно, что при этом совпадении прецессия прекратится.
Здесь мы видим подтверждение наших рассуждений при иссле-
довании прецессионного движения по правилу сложения век-
торов.
га
Теперь рассмотрим случай определения силы по прецессии.
Пусть гироскоп, изображенный на рис. 20, совершает пре-
цессионное движение вокруг оси ZtZ2 в направлении, указанном
стрелкой.
Полюс гироскопа известен и указан на рисунке.
По правилу штопора известно, что при прецессионном дви-
жении полюс гироскопа идет к полюсу ввинчивания. Следова-
тельно, полюс ввинчивания находится в точке Г. Для того
чтобы полюс ввинчивания находился в точке Y, штопор нужно
ввинчивать в точку, ей противоположную, а значит, прецессию
создала одна из пары сил Р и
Рис. 20. Определение силы по прецессии
Ру. Наиболее подходящей
в большинстве случаев бу-
дет та сила, которая напра-
влена вниз.
Очевидно, левая часть
внутреннего кольца тяже-
лее правой (смещен центр
тяжести относительно точ-
ки опоры). Для проверки
рассуждений следует не-
много сместить центр тя-
жести гироскопа вправо и
посмотреть, как изменится
прецессия.
Применяя разобранный
пример, всегда можно опре-
делить силу, вызывающую
прецессионное движение.
Может встретиться случай, когда гироскоп прецессирует
одновременно вокруг двух” осей. Это возможно при наличии
двух сил, действующих одновременно на оба кольца. Однако
такое же явление может произойти и под действием одной
силы, действующей под углом к плоскости внутреннего
кольца.
Рассмотрим рис. 21. Сила F действует на внутреннее кольцо
гироскопа под углом а.
Перенесем силу F в точку а и разложим ее на две составляю-
щие: Р— вертикальную и Q — горизонтальную. Сила Р со-
здает момент относительно оси YY, а значит, прецессию отно-
сительно оси ZZ. Одновременно сила Q создает момент отно-
сительно оси ZZ, а значит, прецессию относительно оси YY.
Как видно, в результате действия силы F гироскоп будет пре-
цессировать одновременно относительно двух осей.
5. Некоторые сведения о маятнике
Маятник широко применяется в гироскопических приборах.
Поэтому, прежде чем приступить к изучению гироскопических
приборов, необходимо познакомиться с основными свойствами
маятника.
24
Маятником называется тело, подвешенное в точке, не совпа-
дающей с его центром тяжести.
Простейшим маятником будет являться грузик, подвешенный
на тонкой нити.
Такой маятник принято называть отвесом.
При помощи маятника (отвеса) можно определять направле-
ние вертикали и положение плоскости истинного горизонта.
Рис. 21. Прецессия относительно двух осей. Сила F действует под
углом а к внутреннему кольцу
На рис. 22 изображен шарик, подвешенный на нити /
в точке О. Расстояние от точки подвеса до центра тяжести С
называется длиной подвеса. Сила тяжести Р приложена к
центру тяжести шарика, и так как сила тяжести всегда верти-
кальна, то и линия /, служащая продолжением силы Р, также
будет вертикальна.
Таким образом, прямая, соединяющая центр тяжести под-
вешенного тела с точкой подвеса, располагается по вертикали.
 25
ПпелпоЛожим тепеРь> что какая-то сила заставила наш ша-
рик перемСститься в положение, указанное пунктиром, и после
этого ппекРатила свое Действие. Сила тяжести Р остается не-
изменной й° величине и направлению. Разложим силу тяжести
на две состйвляю,цие: —направленную перпендикулярно к нити
и 3-напр>’вленнУю ™ нити-
Лействйе силы Q будет уравновешено сопротивлением нити,
а действий силы F заставит шарик занять прежнее поло-
жение Но благодаря инерции шарик перейдет исходное поло-
жение и о', клонится в ДРУГУЮ сторону. Возникнут колебания,
после прекращения ко-
Рис 22 Маятник стремится к вертикали
торых маятник вновь
займет прежнее поло-
жение, т. е. располо-
жится по вертикали.
Таким образом, при
помощи маятника мож-
но находить направле-
ние вертикали. Поло-
жение плоскости ис-
тинного горизонта, как
. известно, всегда пер-
пендикулярно к верти-
кали, а поэтому легко
может быть найдено
также при помощи
маятника.
Однако использо-
вать маятник для опре-
деления вертикали и
плоскости истинного
горизонта можно тог-
да, когда он находится
В
том случае, когда на
„ ЯпТвием только силы тяжести,
под деиса	-
действует какая-либо другая сила, он не будет распо-
лзаться '1О веРтикали‘
Пусть кРоме силы Р, на маятник действует еще некоторая
сила г нМ’Равленная горизонтально (рис. 23). Для удобства пе-
ренесем эги силы из центра тяжести в точку подвеса О и сло-
жим по цравилУ параллелограма.
НетоуЛно сообразить, что в этом случае маятник располо^
жится по напРавлению равнодействующей силы Q. Положение,
котовое займет маятник, уже не совпадает с истинной вертикалью.
Ппиня'1'0 говорить, что в этом случае маятник распола-
гается по ложной, или кажущейся вертикали.
Таким образом, пользоваться маятником для определения
вертикал!1 ПРИ наличии ускорений нельзя.
Нужно заметить, что как только действие силы F пре-
кратится, маятник вновь пойдет к вертикали, совершая колеба-
тельные унижения.
Остановимся более подробно на колебаниях маятника. Как
мы уже видели, маятник, выведенный из состояния покоя, на-
чинает совершать колебания. Теоретически колебания изуча-
ются на так называемом математическом маятнике, т. е. на та-
ком, который представляет собой материальную точку, подве-
шенную на невесомой нити, без трения в подвесе, и находится
в безвоздушном пространстве. Колебания математического ма-
ятника не затухают, т. е. продолжаются бесконечно долго. За-
тухание колебаний практического маятника объясняется тре-
нием в подвесе и сопротивлением среды, в которой тело ко-
леблется. Познакомимся с основными элементами колебаний.
• Наиболее важными элементами колебаний являются период
колебаний и время успокоения.
Периодом колебаний маятника называется время, за которое
маятник совершает одно полное колебание.
Рис. 23. Истинная и ложная	Рис. 24. Колебания маятника
вертикали
Предположим, что маятник находился в точке А (рис. 24)
и от нее начал совершать колебания.
Время, за которое маятник пройдет путь АБВБА, и будет
периодом колебания.
Период колебания может быть определен при помощи се-
кундомера, а также вычислен по формуле.
Приведем формулу периода математического маятника:
где л — 3,14;
I—длина подвеса;
£-9,81;
Т—период колебания.
27
Как видно из формулы, период зависит от длины подвеса.
Нужно помнить, что чем длиннее подвес, тем больше период
колебания маятника, т. е. тем медленнее он колеблется.
Временем успокоения маятника называется время, прошед-
шее от начала колебаний до их полного прекращения (замет-
ного на-глаз). Время успокоения зависит от сопротивления под-
веса и среды, в которой происходят колебания. Чем больше
сопротивление среды, тем меньше время успокоения, и на-
оборот.
Для использования на самолете желательно иметь маятники
с малым временем успокоения, поэтому создаются условия,
уменьшающие время успокоения колебаний.
Приспособления, уменьшающие время успокоения, называ-
ются успокоителями или демпферами.
В дальнейшем мы будем придерживаться последнего тер-
мина.
ГЛАВА II
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ГИРОСКОПИЧЕСКИХ ПРИ-
БОРАХ, ПРЕДНАЗНАЧЕННЫХ ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
СЛЕПОГО ПОЛЕТА
1. Слепой полет
Авиационные гироскопические приборы в основном предна-
значены для выполнения слепых полетов.
Слепым полетом называется пилотирование самолета в тех
случаях, когда летчик не видит объектов, с помощью которых
можно определять на-глаз положение самолета относительно
плоскости горизонта.
К таким объектам можно отнести линию горизонта, земную
поверхность и небесные светила. Таким образом, летчик попа-
дает в условия слепого полета, летая в облаках, в тумане и
темной безлунной ночью.
Основная трудность слепых полетов заключается в том, что
летчик очень скоро теряет представление о положении самолета
и поэтому не в состоянии сохранять управление им.
Однако, требования, предъявляемые к авиации в настоящее
время, ставят перед ней задачу летать в любое время суток
и в трудных атмосферных условиях, т. е. тогда, когда слепой
полет часто бывает неизбежен.
Пилотировать самолет „вслепую"—значит управлять само-
летом, ориентируясь по показаниям приборов. В группу при-
боров, обеспечивающих слепой полет, входят: указатель ско-
рости, высотомер, вариометр и компас. Однако эти приборы
не могут полностью обеспечить слепого пилотирования, так как
не дают полной картины поведения самолета. Поэтому возникла
новая группа приборов, дополняющая перечисленные приборы
и полностью обеспечивающая слепой полет. В эту группу при
боров входят приборы, основанные на принципе гироскопа и
маятника: указатель поворота, указатель скольжения, авиаго-
ризонт, полукомпас и гиромагнитный компас.
2Э
2. Главные оси устойчивости самолета
В дальнейшем нам придется ссылаться на главные оси устой-
чивости самолета. Главными осями устойчивости самолета назы-
ваются три взаимно перпендикулярные оси, пересекающиеся
в центре тяжести самолета (рис. 25).
Ось XX, проходящая вдоль самолета и лежащая в плоскости
симметрии его, является осью поперечной устойчивости само-
лета.
При вращении самолета относительно оси XX возникают
поперечные крены.
Ось ZZ проходит перпендикулярно к оси XX. Эта ось назы-
вается осью продольной устойчивости, так как при вращении
Рис. 25. Главные оси устойчивости самолета
самолета относительно оси ZZ возникают продольные крены
самолета.
Ось YY—вертикальная ось самолета.
Эта ось лежит в плоскости симметрии самолета и перпен-
дикулярна к осям XX и ZZ.
Ось YY называется осью курсовой устойчивости, так как
при вращении самолета относительно нее происходят изменения
курса.
В полете самолет совершает колебания относительно всех
трех осей одновременно. Сделать эти колебания минимальными
и является основной задачей летчика при пилотировании само-
лета. '
3. Источники вакуума для гироскопических
приборов
А.	Трубки Вентури
Для создания вакуума (разрежение) в корпусах гироскопи-
ческих приборов и для приведения во вращение их роторов
Применяются трубки Вентури.
30
Трубка Вентури состоит из двух полых усеченных конусов,
соединенных меньшими основаниями. При прохождении воздуха
через трубку такого сечения (рис. 26) скорость его будет
больше там, где меньше площадь поперечного сечения.
По теореме Бернулли известно, что там, где больше скорость
воздуха, статическое давление его меньше.
Следовательно, в наиболее узком месте трубки Вентури
статическое давление будет меньше давления воздуха, окру-
жающего трубку.
Так как скорость (см. рис. 26) больше скорости V, окру-
жающее трубку давление Р больше давления Рх. Таким образом,
манометр, сообщенный с узким местом трубки, отметит некото-
рую разность давлений h.
Рис. 26. Работа трубки Вентури
Разность давлений, создаваемая трубкой, может быть вычис-
лена по формуле:
где h — разность давлений в мм вод. ст.,
“V — скорость воздуха при входе в трубку в м/сек,
у — весовая плотность воздуха (вес 1 л/3 в килограммах),
g—ускорение силы тяжести (9,81 м/сек2),
К—коэфициент трубки Вентури. ,
Коэфициент трубки Вентури—отвлеченное число, характери-
зующее производительность трубки. В основном коэфициент
зависит от угла конусности трубки. Пусть диаметр входного
отверстия трубки Вентури будет D, а диаметр наименьшего
сечения—d (рис. 27).
Отношение квадратов диаметров определяет, во сколько раз
скорость в меньшем сечении больше скорости при входе
в трубку:
31
Коэфициент трубки определяется через п и равен /< = га2— 1.
Таким образом, чем больше п, тем больше и коэфициент
трубки.
Однако формула остается справедливой лишь в том случае,
если п не превышает 6. При невыполнении этого условия про-
исходит сжатие струй воздуха, и формула перестает быть пра-
вильной. По этим причинам не удается получить коэфициент
больше 8. Для получения большего коэфициента трубки Вен-
тури делают двойными, т. е. поступают так, как это показано
на рис. 28.
В этом случае коэфициент выразится следующим равенством1:
ЛГ=П12./г22_11.
Коэфициенты трубок Вентури зависят также от качества изго-
товления их и от скорости воздушного потока.
Поэтому коэфициенты определяются опытным путем — про-
дувкой в аэродинамических трубах.
Рис. 28. Схема двойной трубки Вентури
Трубка Вентури для указателя поворота (рис. 29) одинарная
и при скоростях от 100 до 400 км/час имеет коэфициент от 5
до 7,5.
Для авиагоризонта, полукомпаса и гиромагнитного компаса
применяются двойные трубки Вентури (рис. 30), коэфициент
которых при скоростях от 100 до 400 км/час находится в пре-
делах 16—22.
Трубка Вентури на самолете устанавливается в таком месте,
где ей обеспечивается хорошее обтекание встречным воздухом.
1 где п, и п2 — коэфициенты спаренных трубок.
32
Наиболее узкая часть трубки соединяется с корпусом гироско-
пического прибора (рис. 31).
Корпусы гироскопических приборов делаются герметичными,
но в них имеются отверстия для входа воздуха. В это отвер-
стие воздух входит и подается на разгон ротора.
Рис. 29. Трубка Вентури для указателя поворота
Воздух входит в корпус только в том случае, если давление
в корпусе меньше внешнего, т. е. если в корпусе все время
поддерживается некоторое разрежение (вакуум). Таким образом,
в полете через прибор создается непрерывный ток воздуха, и
ротор получает вращение. Поэтому, чтобы обеспечить нормаль-
Рис. 30. Трубка Вентури для авиагоризонта, полукомпаса и гиро-
магнитного компаса
ную работу прибора, в его корпусе необходимо поддерживать
определенное разрежение (вакуум).
Однако, существование определенного разрежения в корпусе
прибора еще не решает вопроса.
Для поддержания нормальной угловой скорости ротора не-
обходимо, чтобы при соответствующем вакууме через прибор
3—Авиационные приборы.	33
в единицу времени проходило определенное количество воздуха.
Это количество воздуха обычно измеряется в л!мин и назы-
вается литражем прибора.
Современные гироприборы требуют для нормальной работы
следующих величин вакуума и литража.	'
Вакуум Литраж
80 мм
50 ,
80 ,
~ 75 л/мин
~20	.
70	„
Авиагоризонт .......
Указатель поворота . .
Гиромагнитный компас
Рис. 31. Схема движения воздуха
через гироскопические приборы
При этих условиях указанные
приборы регулируются на заводе,
а следовательно, при эксплоатации
им необходимо обеспечивать по-
добные же условия.
Решающим фактором в этом
вопросе является воздушная ско-
рость самолета: чем больше ско-
рость, тем легче обеспечить необ-
ходимые вакуум и литраж. Однако
не только скорость полета влияет
на условия работы гироприборов.
Весьма существенным фактором
является также правильный мон-
таж трубки Вентури и соедини-
тельного трубопровода на само-
лете. Здесь мы приведем некото-
рые, общие для всех гироскопиче-
ских приборов, правила монтажа
трубок Вентури и соединительных
трубопроводов.
Б. Монтаж трубки Вентури и трубопроводов
Наиболее выгодно располагать трубку Вентури в струе винта
самолета. Кроме того, желательно, чтобы трубка не располага-
лась в непосредственной близости борта самолета и чтобы на
продолжении ее оси не находились какие-либо детали самолета.
Следует стремиться располагать трубку ниже корпуса при-
бора, так как в противном случае вода (при стоянке самолета)
может скопиться в трубопроводе и проникнуть в прибор.
Весьма важно предусмотреть обогревание трубки Вентури
в полете для предотвращения ее обледенения. Наиболее целесо-
образным способом обогревания трубки является расположение
ее в струе выхлопных газов мотора. На некоторых скоростных
самолетах в этих же целях трубку Вентури указателя поворота
располагают между цилиндрами звездообразного мотора воз-
душного охлаждения. Так как произвести подобные установки
на самолетах всех типов не всегда возможно, то существуют
84
трубки Вентури с электрическим обогреванием, аналогично
трубкам Пито указателей скорости.
При установке трубки Вентури необходимо добиться парал-
лельности оси симметрии трубки и оси симметрии самолета.
Крепление трубки осуществляется четырьмя болтами, при-
лагаемыми к каждому прибору.
Для выполнения соединительного трубопровода применяются
алюминиевые трубки сечением 8Х 10 мм. Трубопровод должен
быть проведен наиболее коротким путем, без резких перегибов
и помятостей.
Длина трубопровода вредно отражается на работе трубки
Вентури, увеличивая сопротивление протекающему через трубо-
провод воздуху. Также вредно влияют резкие перегибы и по-
мятости. •
Трубопровод не должен иметь трещин, и все соединения
с трубкой Вентури и штуцером прибора должны быть выполнены
с максимальной герметичностью. Присоединение трубопровода
к штуцеру прибора должно выполняться гибким шлангом. Для
этой цели обычно употребляют дюритовый шланг соответствую-
щего сечения и длиной 75—100 мм. Для достижения герметич-
ности в местах соединения шланг обжимается специальными
обжимками. В последнее время соединение гибкого шланга
с трубопроводом выполняется специальными штуцерами.
Трубопровод должен быть прикреплен к деталям самолета
хомутиками.
В.	Недостатки трубки Вентури и переход на вакуумпомпу
Трубка Вентури имеет следующие недостатки:
1.	Производительность трубки зависит от скорости полета.
Таким образом, не на всяком самолете удается получить доста-
точный вакуум.
2.	Производительность трубки зависит от плотности воздуха
и с уменьшением последней уменьшается.
3.	Трубка Вентури подвержена засорению и обледенению,
что создает опасность отказа гироскопического прибора при
полете в облаках, т. е. тогда, когда он наиболее необходим.
4.	Количество трубок Вентури на самолете определяется
количеством гироприборов, так как каждый прибор требует
собственной трубки. Наличие большого количества трубок Вен-
тури создает добавочное лобовое сопротивление, что ухудшает
аэродинамические качества самолета.
Наиболее существенным является второй недостаток, т. е.
влияние на производительность трубки уменьшения плотности
воздуха.
Это ведет к тому, что с повышением высоты полета вакуум
и литраж довольно быстро уменьшаются и делают работу гиро-
приборов ненадежной. Следовательно, приборы с трубкой Вен-
тури могут работать только до определенной высоты (примерно
до 6000—7000 м). Увеличить потолок работы прибора можно
3*	35
установкой второй трубки Вентури и включением ее на высоте.
Однако это увеличивает количество трубок на самолете,
что, как мы уже сказали, невыгодно. '
Указанные недостатки трубки Вентури заставили искать
другого способа создания вакуума.
Таким способом является применение на самолете специаль-
ной вакуумпомпы, работающей от авиамотора при помощи спе-
Рис. 32. Редукционный клапан
циального привода. Вакуумпомпа
должна обеспечивать нормальные ва-
куум и литраж для всех приборов,
установленных на самолете.
Так,как различные гироприборы
требуют неодинаковых вакуума и
литража, необходимо устанавливать
в системе воздухопроводов редук-
ционные клапаны, отрегулированные
на определенный вакуум (рис. 32).
Регулировка редукционных клапа-
нов производится на заводе. К каж-
дому прибору должен прилагаться клапан, отрегулированный на
соответствующий вакуум.
Схема соединения трех гироскопических приборов к вакуум-
помпе дана на рис. 33. Может существовать и другая схема
соединения при помощи одного редукционного клапана с тремя
штуцерами, соединенными с гиройриборами. В этом случае
Рис. 33. Схема
монтажа трех приборов к одной
вакуумпомпе
необходимый литраж для различных приборов подбирается
(на заводе) изменением диаметра отверстия штуцера.
На современных скоростных самолетах редукционные клапаны
устанавливаются и при питании приборов от трубок Вентури,
так как на малых высотах вакуум может быть излишне велик.
Для проверки величины вакуума у штуцера прибора в полете
36
и на земле пользуются специальными вакуумметрами (рис. 34),
которые включаются в систему воздухопровода у штуцера при-
бора.
Может существовать комбинированное питание гироскопиче-
ских приборов, т. е. от помпы и трубки Вентури одновременно.
Такого рода питание делается для указателя
поворота, который является весьма необхо-
димым прибором для слепого полета. В про-
водке устанавливается переключатель, по-
зволяющий переключать прибор на пита-
ние от трубки Вентури при отказе вакуум-
помпы.
Производительность вакуумпомпы зави-
сит от конструкции и размеров ее, коли-
чества оборотов и плотности воздуха. Таким
образом, помпа, так же как и трубка Вен-
тури, теряет свою производительность при
увеличении высоты.
Приведем высотную характеристику помпы АК-2 с нагруз-
кой в три прибора (АГ, ГМК и УП), при скорости вращения
Рис. 34. Вакуумметр.
Prompt ст
==® 20
Таким образом, данная помпа может обеспечить работу ги-
роскопических приборов только до высоты 7 000 м, если считать,
что минимально допустимый вакуум равен 50 мм рт. ст.
Увеличивая размеры помпы, улучшая ее конструкцию и уве-
личивая количество оборотов, можно повышать „потолок" гиро-
скопических приборов, но все же разрешить полностью вопрос
о высотности гироскопических приборов практически невоз-
можно.
Единственно правильным путем повышения высотности гиро-
скопических приборов и повышения их надежности вообще сле-
дует считать перевод этих приборов на электроэнергию. Работы
по конструированию электрогироскопических приборов ведутся,
и в недалеком будущем пневматические приборы будут заме-
нены электрическими.
4. Указатель скольжения
Указателем скольжения называется прибор, позволяющий
летчику сохранять поперечную устойчивость самолета. Этот
прибор основан на принципе маятника. Рассмотрим возможности
применения маятника для определения положения самолета
37
в полете. Предположим, что на самолете установлен маятник
(рис. 35). Грузик а подвешен в точке О, лежащей в плоскости
симметрии самолета YY.
Допустим, что на маятник действует только сила тяжести
и он занимает вертикальное положение.
Так как самолет расположен горизонтально (рис. 35, поло-
жение /), то плоскость его симметрии YY вертикальна и, сле-
довательно, совпадает с направлением маятника. Если самолету
сообщить некоторый левый крен (рис. 35, положение II), то
Рис. 35. Маятник на самолете
в этом положении плоскость симметрии самолета уже не вер-
тикальна, а образует с направлением маятника некоторый угол а.
Угол, образованный плоскостью симметрии самолета и верти-
калью, называется абсолютным поперечным креном.
Таким образом, при помощи маятника можно определять
абсолютные крены самолета.
Однако это возможно только в том случае, если на маятник
действует одна сила тяжести. В реальных условиях полета са-
молет испытывает большое количество всякого рода ускорений,
38
которые особенно заметны при разворотах (виражах) и всякого
рода фигурах.
Посмотрим, как будет вести себя маятник при виражах
самолета, т. е. разворотах с поперечным креном. Прежде всего
заметим, что применение маят-
ника на самолете в том виде,
в каком мы его до сих пор рас-
сматривали, крайне неудобно.
Поэтому маятниковые указа-
тели скольжения изготовляются
в виде изогнутых стеклянных
трубок, внутри которых поме-
щается шарикообразный грузик
(рис. 36). Такой прибор вполне
тождественен маятнику с точ-
кой подвеса А.
Предположим, что самолет
совершает левый вираж (рис. 37). Рис. 36. Маятниковый указатель
К точке подвеса маятника при-	скольжения
ложим силу тяжести Р и гори-
зонтальную составляющую центробежной силы F. Сложим по
правилу параллелограма силы Р и F и получим равнодействую-
щую силу Q. Естественно, что маятник расположится по напра-
влению равнодействующей. В данном
Рис. 37. Левый правильный вираж:
F — центробежная сила; Р — сила тяжести; Q — равнодей-
ствующая; а — абсолютный крен
случае абсолютный крен
самолета и силы Р nF
подобраны так, что
равнодействующая Q
совпадает с плоско-
стью симметрии само-
лета. Таким образом,
при наличии абсолют-
ного поперечного кре-
на маятник его не по-
кажет. Вираж, при ко-
тором равнодействую-
щая всех сил, дей-
ствующих на самолет,
совпадает с плоско-
стью симметрии са-
молета, называется
правильным вира-
жем.
Направление силы Q
принято называть ка-
жущейся, или ложной
вертикалью, в отличие от истинной вертикали, определяемой
направлением силы тяжести.
Предположим теперь, что самолет делает левый вираж
с большим поперечным абсолютным креном, но при прежних
прочих условиях (рис. 38).
39
В этом случае равнодействующая Q (кажущаяся вертикаль)
не совпадает с плоскостью симметрии самолета и образует
с ней угол ₽.
Угол, образованный кажущейся вертикалью и плоскостью
симметрии самолета, называется относительным поперечным
креном.
Очевидно, что маятник, располагаясь по кажущейся верти-
кали, сместится из нулевого положения и покажет величину
относительного крена. Вираж, при котором самолет имеет, отно-
сительный поперечный крен, называется неправильным вира-
Рис. 38. Левый вираж с внутренним
скольжением:
F — центробежная сила; Р — сила тяжести;
Q — равнодействующая; « — абсолютный крен;
р — относительный крен
Разобранный нами случай
уже сказали, внутренним.
жем, или виражем со скольже-
нием. Левый вираж с внутрен-
ним скольжением показан на
рис. 38.
Докажем, что при наличии
относительного крена самолет
будет „скользить", т. е. терять
высоту в сторону относитель-
ного крена. Для этого разложим
равнодействующую Q на две
составляющие К и М, причем
направим их по осям самолета
(рис. 39). Сила К, направлен-
ная в сторону, обратную напра-
влению подъемной силы, бу-
дет уравновешиваться послед-
ней. Сила М, направленная в сто-
рону относительного крена и
ничем не уравновешиваемая, бу-
дет заставлять самолет переме-
щаться по направлению, перпен-
дикулярному к направлению по-
лета. Это движение самолета под
действием силы М и называется
скольжением.
скольжения называется, как мы
Наружное скольжение возникает в случае, когда центро-
бежная сила, возникающая при вираже, имеет большую вели-
чину, а крен (абсолютный) недостаточен. Такое положение пока-
зано на рис. 40. В этом случае относительный крен р направлен
в сторону, обратную абсолютному крену а. Такой вираж назы-
вается виражем с наружным скольжением.
При выполнении подобного виража самолет будет переме-
щаться в сторону, обратную виражу.
На основании вышесказанного- можно сделать вывод, что
маятник, установленный на самолёте, располагается по напра-
влению равнодействующей всех сил, действующих на самолет
в полете.
40
Таким образом, при помощи маятника можно определить
наличие и величину относительного крена, а так как при отно-
сительном крене возникает скольжение самолета, то маятник
является указателем скольжения.
У ст ройство ука-
зателей скольже-
ния. Указатели сколь-
жения как отдельные
приборы в настоящее
время не изготовля-
ются, а являются со-
ставной частью неко-
торых гироскопиче-
ских приборов.
Существующие ука-
затели скольжения из-
готовляются из сте-
клянных трубок с тол-
щиной стенок в 1 мм
и наружным диаметром
14 мм. Трубки изги-
баются по дуге опре-
Рис. 39. Сила М вызывает скольжение
самолета
Рис. 40. Левый вираж с наружным скольжением:
F—центробежная сила; Р — сила тяжести; Q — равнодей-
ствующая; а — абсолютный крен; р — относительный креп
деленного радиуса.
Внутри трубки поме-
щается шарик, изгото-
вленный из черного
стекла. Ранее шарики
делались стальными,
но исследования пока-
зали, что применение
стеклянного шарика
выгоднее по целому ря-
ду условий, а именно:
1) стеклянный ша-
рик не подвержен ржа-
влению;
2) коэфициент тем-
пературного расшире-
ния стеклянного шари-
ка одинаков с коэфи-
циентом температур-
ного расширения
трубки;
3) на стеклянном шарике менее сказывается вибрация.
Для демпфирования шарика трубки заполняются толуолом
(толуол — каменноугольный бензин). При заполнении толуолом
в трубке обязательно оставляется некоторое количество воз-
духа (пузырек) для компенсирования температурных изменений
объема толуола.
41
Для пользования указателем скольжения в темноте задняя
стенка трубки покрывается светящейся массой и закрашивается
белой краской.
Указатели скольжения различаются по длине трубки и по
радиусу ее изгиба.
Радиус изгиба трубки определяет чувствительность указа-
теля скольжения.
Чувствительностью указателя скольжения называется линей-
ная величина, на которую перемещается центр шарика при наклоне
трубки на 1°.
Чувствительность может быть подсчитана по следующей
формуле:
4=^/? = 0,017 R,
1OV
где i — чувствительность в мм на 1° наклона,
я—3,14,
R— радиус изгиба трубки в мм.
Указатели скольжения, изготовляемые в настоящее время,
имеют следующие радиусы.
Указатель скольжения на указателе поворота R —140 мм.
Указатель скольжения на гиромагнитном компасе R=2GG мм
и R — 750 мм.
Для легких самолетов более подходят приборы малой чув-
ствительности, т. е. с малым радиусом; для тяжелых самолетов,
наоборот, — более чувствительные указатели скольжения, с боль-
шим радиусом.
ГЛАВА III
УКАЗАТЕЛЬ ПОВОРОТА (УП)
1.	Назначение и принцип устройства указателя
поворота
А. Назначение указателя поворота
Указатель поворота является основным прибором для сле-
пого полета. На его шкале, кроме стрелки, служащей для
указания поворота, смонтирован указатель скольжения (рис. 41).
Комбинация этих приборов имеет большое значение.
Разбирая работу указателя скольжения, мы установили, что по
показанию этого прибора трудно
определить действительное по-
ложение самолета, так как одно
и то же показание может соот-
ветствовать различным положет
ниям самолета.
Действительно, правильный
вираж и прямолинейный полет
без крена заставляют шарик
указателя скольжения оста-
ваться в нейтральном положе-
нии.
Дополнив указатель скольже-
ния прибором, указывающим
поворот самолета, всякое пока-
зание указателя скольжения
можно правильно понять. На-
Рис. 41. Указатель поворота (общий
вид)
пример, если шарик указателя
скольжения стоит в нейтральном положении, а стрелка указа-
теля поворота отклонилась, то это означает, что самолет совер-
шает правильный вираж. Если же при нейтральном положении
шарика стрелка указателя поворота также нейтральна, то это
указывает на прямолинейный полет.
При отсутствии видимости земли с помощью указателя
поворота очень удобно совершать виражи и спирали.
43
Если шкалу указателя поворота протарировать в угловых
скоростях или радиусах разворота, то, пользуясь его показа-
ниями, можно производить развороты с заданной угловой ско-
ростью, или с заданным радиусом.
Б. Принцип устройства указателя поворота
В качестве чувствительного элемента указателя поворота
служит гироскоп с двумя степенями свободы. Гироскоп распо-
лагается следующим образом. Ось XX перпендикулярна к оси
симметрии самолета, а ось YY параллельна ей. Относительно
Рис. 42. Принципиальная схема указателя поворота:
S — спиральная пружина; К — демпфер.
оси ZZ гироскоп свободы не имеет, и относительно нее ротор
может поворачиваться только вместе с самолетом.
Принципиальная схема указателя поворота дана на рис. 42.
Ось ротора XX помещена в рамку, которая в свою очередь
может поворачиваться относительно оси YY. Рамка связана со
стрелкой, демпфером К и спиральной пружиной 5, один
конец которой жестко соединен с корпусом прибора.
44
Рассмотрим, как будут действовать на такую систему изме-
нение положения самолета относительно осей устойчивости.
Возьмем продольную устойчивость. Предположим, что само-
лет повернулся относительно своей оси ZZ. Так как ось XX
ротора параллельна оси ZZ самолета, то на основании правила
вркторов векторы угловых скоростей ротора и самолета будут
параллельны друг другу, а следовательно, прецессионное дви-
жение не возникнет.
^Допустим теперь, что самолет поворачивается относительно
своей оси XX (оси симметрии).
Так как ось YY гироскопа параллельна оси XX самолета,
то fnpocKon в силу своего основного свойства должен остаться
неподвижным. Однако под действием пружинки S, связывающей
рамЦу гироскопа с корпусом прибора, рамка, а вместе с ней
и ротор повернутся на тот же угол, что и самолет. Прецес-
Рис. 43. Сложение векторов угловых скоростей ротора
и самолета:
<о, — угловая скорость ротора; о>а — угловая скорость самолета
сионное движение в этом случае также возникнуть не может,
так как необходимая для данного движения ось ZZ у гироскопа
отсутствует.
Таким образом доказано, что на поперечные и продольные
крены самолета чувствительный элемент указателя поворота не
реагирует. Теперь рассмотрим, как будет реагировать чувстви-
тельный элемент указателя поворота на повороты самолета
относительно его оси YY. Допустим, что самолет совершает
плоский разворот относительно оси YY с какой-то угловой
скоростью о>2 (рис. 43).
Отложим векторы угловой скорости ротора и самолета ю2
по известному правилу векторов угловой скорости (рис. 43).
В результате сложения векторов ось ротора будет стремиться
занять положение по равнодействующей. Таким образом возни-
кает прецессионное движение оси ротора, направление которого
зависит только от направления разворота самолета, так как
направление вращения ротора постоянно. Поворот рамки гиро-
45
скопа относительно оси YY используется для приведения в дви- /1
жение стрелки указателя поворота.	/ I
Гироскопический момент, возникающий в роторе при пре-
цессионном движении его, может быть выражен следующей 1 '
формулой:	/ I
К = Д-<о,
где К—гироскопический момент,	/
Е — кинетический момент ротора,	/
ш—угловая скорость разворота самолета относительно его
оси YY.	I
Кинетический момент ротора Е, при постоянной угловбй
скорости его, может считаться величиной постоянной. Поэтому
гироскопический момент /С зависит целиком и полностью;от
угловой скорости самолета.
Гироскопический момент, возникающий в роторе при разво-
ротах самолета, взаимодействует с силой упругости спиральной
пружины.
Прецессионное движение рамки (ротора) прекращается тогда,
когда гироскопический момент ее уравновесится силой упру-
гости пружины.
Следовательно, если считать упругость пружины постоянной,
то каждой угловой скорости разворота самолета соответствует ’
определенный поворот рамки, а значит, и стрелки прибора.
Таким образом, указатель поворота может считаться измерите-
лем угловой скорости самолета относительно его оси YY.
Однако шкалы указателей поворота не имеют никаких
оцифрованных делений, так как угловая скорость вращения
ротора, а также упругость спиральной пружины не могут счи-
таться постоянными для всех самолетов и различных условий
полета. В случае необходимости шкала указателя поворота
может быть протарирована в угловых скоростях разворота
практическим путем для определенных конкретных условий
(см. стр. 60).
Следует заметить, что указатель поворота не может быть
использован как курсодержатель, т. е. как прибор, при помощи
которого выдерживается постоянное направление. Дело в том,
что при наличии разворота с очень небольшой угловой ско-
ростью гироскопический момент, возникающий при этом раз-
вороте, настолько мал, что полностью поглощается упругостью
спиральной пружины.
Очевидно, что при таком условии стрелка прибора при
наличии разворота будет оставаться на месте. Опыты показали,
что в среднем можно считать указатель поворота нечувстви-
тельным к разворотам с радиусом в 12 км и более. Таким
образом, выдерживая прямую по указателю поворота в сле-
пом полете, можно летать по кругу радиусом 12 км, не
замечая этого.
Все предыдущие рассуждения велись в предположении, что
разворот самолета плоский, т. е. совершается без поперечного
46
крена. В действительности такие развороты являются исклю-
чением.
Поэтому необходимо рассмотреть влияние на работу указа-
теля поворота разворотов с креном, т. е. виражей. При совер-
шении виража самолет движется по горизонтальной окружности,
\как это показано на рис. 44. Вектор угловой скорости виража
должен быть приложен к его центру; направление вектора
зависит от направления виража. По известному нам правилу
Рис. 44. Левый вираж
построения векторов угловых скоростей, вектор угловой ско-
рости правого виража должен быть направлен вертикально
вниз (рис. 45), а для левого виража — вверх (рис. 44).
Движение самолета на вираже слагается из двух движений—
поступательного и вращательного (рис. 46). В первом случае (/)
самолет переместился из точки А в точку Б по дуге окружно-
И
сти с центральным углом (3. При этом движении ось самолета
не меняла своего направления, совершая таким образом по-
ступательное движение. Во втором случае (//) ось самолета
переместилась из точки А в точку Б по той же дуге, но при
этом повернулась относительно вертикальной оси на угол,
равный центральному углу р. Во втором случае мы имеем
двойное движ^Ьие—поступательное и вращательное, причем не
подлежит сомнению, что вращательное движение самолета
47
совершается с угловой скоростью, равной угловой скорости
виража.
На основании правил механики перенесем вектор угловой
скорости из центра виража в центр тяжести самолета. /
Рис. 46. Поступательное и вращательное движения
самолета.
На рис. 47 изображен самолет, совершающий левый вираж
с абсолютным поперечным креном а и угловой скоростью и>.
Разложим вектор о> по осям самолета YY и ZZ, в результате
Рис. 47. Разложение вектора угловой
скорости виража по осям самолета
чего получим векторы Wj и о>2.
Вектор Wj определяет угловую
скорость самолета относи-
тельно оси YY, а вектор ш2—
относительно оси ZZ. По мере
увеличения абсолютного по-
перечного крена угловая ско-
рость относительно оси YY
будет уменьшаться пропор-
ционально cos а и, очевидно,
при а = 90 будет равна нулю.
Угловая скорость относи-
тельно оси ZZ с увеличением
крена будет увеличиваться
пропорционально sin а и при
а = 90 достигнет максимума.
Перенося эти рассуждения
на показания указателя пово-
рота, 'надо сказать, что при
увеличении абсолютного по-
перечного крена показания
его будут уменьшаться, а при крене в 90° указатель поворота
показаний давать не будет.
2.	Описание указателя поворота
Продольные разрезы корпуса прибора даны на рис. 48, 49 и 50.
Корпус прибора 1 изготовлен из алюминиевого сплава. К корпусу
48
сделана
которое входит воздух на разгон ротора. Сверху сопло
металлической крышкой 4 с сеткой-фильтром 5.
В приборах последнего выпуска крышка сопла
в виде грибка.
Такая крышка предохраняет от попадания в корпус
приделан штуцер 2, служащий для присоединения трубопровода
от трубки Вентури (помпы).
С противоположной стороны в корпус ввинчено сопло 3, через
которое входит воздух на разгон ротора. Сверху сопло закрыто
Такая крышка предохраняет от попадания в корпус прибора
оды. Спереди корпус закрывается кольцевой навинтованной
рышкой 6, при помощи которой прижимается круглое стекло 7.
10
32
15
33
Рис. 48. Указатель поворота. Продольный разрез корпуса:
7 — корпус; 2 — штуцер; 3 — сопло; 4 — крышка сопла; 5 — сетка-фильтр; 6 — крышка корпуса;
7—стекло; 8— резиновая прокладка; 9 — ротор; 10 — подшипники ротора; 11 — центровые винты
ротора;. 12 — рамка ротора; 13 — винты; 14 — подшипники рамки; 15 — центровые винты рамки;
16 — основание передающего механизма; 17 — латунный диск; 18 — нижнйй палец; 19 — верхний
палец; 20—цилиндр демпфера; 26— ось стрелки; 27— гл о бан; 32— шкала; 33—указатель скольжения
18	28	27

Для герметичности корпуса под стекло помещается резиновая
прокладка 8.
Чувствительный элемент указателя поворота состоит из
массивного ротора 9. В ротор запрессованы два шариковых
подшипника 10 и на ободе сделаны специальные лунки, в ко-
торые ударяет струйка воздуха, поступающая из сопла. Ротор
имеет возможность вращаться на центровых винтах (полу-
осях) 11, зажатых в рамке 12, в которую они ввинчены при
помощи вин^в 73.
Рамка 12 изготовляется из литого алюминия и является
внутренним кольцом гироскопа.
Рамка вращается относительно продольной оси на запрессо-
ванных в нее двух шариковых подшипниках 14 и центровых
4—Авиационные приборы.	49
винтах 15. Один из этих винтов ввернут в заднюю стенку корпуса,
а другой — в основание передающего механизма 16.
Оба центровых винта снабжены контргайками. К передней
части рамки четырьмя винтами привинчен латунный диск 17, на
котором установлены два пальца: нижний 18 и верхний 19л
Основание передающего механизма 16 представляет собой
круглую латунную пластину, прикрепляемую к корпусу пятью
винтами. В основании сделаны два дуговых выреза, в которь|е
проходят пальцы 18 и 19 диска. Для успокоения колебаний
стрелки на основании установлен демпфер. Демпфер состоит
из цилиндра 20, внутри которого помещен цилйндричешуий
Рис. 49. Указатель поворота. Вид на механизм сверху
поршень 21. Внешняя поверхность поршня тщательно притерта
к внутренней поверхности цилиндра.
Поршень при помощи тяжка 22 и изогнутого рычага 23
соединен с верхним пальцем 19 диска рамки. Демпфер имеет
прилив 24, в котором проделано капиллярное отверстие, сооб-
щающее внутренность цилиндра с окружающим воздухом. Про-
пускная способность этого отверстия может быть изменена при
помощи золотникового устройства, состоящего из конусного
штифта 24а, опирающегося на пружинку 1. Изменение положения
штифта может быть достигнуто перемещением регулировочного
винта 25. Ось стрелки 26 (см. рис. 48) одним концом опирается
на основание механизма, а другим входит в подшипник г лобана 27,
который установлен на основании. На оси стрелки укреплена
1 Конусный штифт может быть поставлен конусом внутрь.
50
вилка 28, имеющая противовес для перенесения центра тяжести
на геометрический центр оси стрелки.
В прорезь вилки 28 входит нижний палец 18 диска. Таким
образом, всякое движение рамки ротора при помощи нижнего
пальца диска и вилки передается на стрелку. К выступу изо-
гнутого рычага 23 присоединена спиральная пружинка 29, другим
концом прикрепленная к плоской пружине 30. Эта пружина
одним концом приклепывается к корпусу прибора. Натяжение
спиральной пружинки 29 может быть изменено при помощи
регулировочного винта 31, который имеет возможность удалять
Рис. 50. Указатель поворота. Вид спереди, стрелка и шкала сняты:
21 — поршень демпфера; 22 — тяжок; 23 — изогнутый рычаг; 24 — прилив демп-
фера; 24а — конусный штифт; 25 — регулировочный винт; 27 — глобан; 28 — вилка;
29 — спиральная пружина; 30— плоская пружина; 31 — регулировочный винт
и приближать свободный конец плоской пружины 30 к корпусу
прибора.
Работа прибора происходит следующим образом. При отса-
сывании воздуха из корпуса прибора через штуцер внешний
воздух входит через сопло и ударяет в лунки на ободе ротора,
чем приводит его во вращение (см. рис. 48). Нормальная угловая
скорость вращения ротора должна лежать в пределах 6000 —
8000 об/мин.
Для создания этой скорости необходимо, чтобы через при-
бор протекало 20 л воздуха в минуту. Такие условия создаются,
4?	.»	51
если у штуцера прибора имеется вакуум (разрежение) в 50 мм
рт. ст.
При поворотах самолета ротор вместе с рамкрй и диском
поворачивается в сторону, обратную повороту самолета
(см. стр. 45), т. е. прецессирует. Спиральная пружина препят-
ствует повороту рамки, который происходит до тех пор, пока
натяжение пружины не уравновесит прецессионного момента
ротора.
Поворот рамки при помощи нижнего пальца диска и вилки
вызывает поворот стрелки прибора в ту сторону, куда проис*
ходит поворот самолета.
С прекращением поворота прецессионный момент ротора
становится равным нулю, и спиральная пружина возвращает
ротор и рамку в первоначальное положение, а следовательно,
и стрелку на нуль.
Одновременно с поворотом рамки приходит в движение
поршень демпфера.
Вследствие хорошей притирки поршня к поверхности цилин-
дра воздух, находящийся в цилиндре, сопротивляется движению
поршня. Это заставляет рамку, а значит и стрелку, двигаться
плавно, а не рывками. Работа демпфера делает движение стрелки
почти апериодическим. Габариты указателя поворота 78 X 78 X
X 115 мм. Вес прибора вместе с трубкой Вентури—около 850 г.
Вес трубки Вентури—около 200 г.
3.	Испытания и регулировка указателя поворота
Качество работы указателя поворота определяется путем
лабораторных испытаний.
При испытаниях определяются чувствительность указателя
поворота и затухание стрелки.
В процессе лабораторных испытаний, при отклонении чувстви-
тельности и затухания от существующих допусков, указатель
поворота подлежит регулировке по правилам, приведенным
ниже.
Для испытаний указателя поворота существует специальная
установка (рис. 51).
Эта установка допускает равномерное вращение прибора
в обе стороны с тремя различными угловыми скоростями.
Установка состоит из трех основных частей:
1)	маломощного электромотора, дающего 2 450 об/мин и
работающего от напряжения 120 или 220 в;
2)	вращающейся вертикальной оси, несущей на себе стеллаж,
на котором могут быть установлены одновременно три прибора;
3)	коробки скоростей, дающей возможность изменять ско-
рость и направление вращения стеллажа.
Все перечисленные части собираются в деревянном запираю-
щемся ящике, имеющем ручку для переноски.
Кроме установки, для производства испытаний необходимо
иметь источник вакуума и ртутный манометр для контроля за
52
вакуумом. Монтаж необходимых для испытания указателя пово-
рота деталей должен быть выполнен по схеме, приведенной
на рис. 51.
Для производства испытаний у штуцера указателя поворота
должен быть создан вакуум в 50 мм рт. ст. По истечении 3 минут
после создания необходимого вакуума можно приступить к про-
верке работы указателя поворота.
Установка, как уже упоминалось, имеет три скорости враще-
ния, которые переключаются специальной рукояткой; первая
скорость равна 144° в 1 минуту, вторая—440°, третья—1 080°.
л- помпе
Рис. 51. Установка для испытаний указателя поворота:
1 — ящик с электромотором „ и коробкой скоростей; 2 — вращаю-
щийся стеллаж для указателей поворота; 3 — рукоятка для переклю-
чения скоростей; 4 — рукоятка для переключения направления;
5 — шланг резиновый; 6 — ртутный манометр
Испытания следует начинать с малой скорости вращения,
переключая направление вращения то в одну, то в другую
сторону.
При первой скорости вращения стрелка указателя поворота
должна отклоняться на 12° вправо и влево.
На второй скорости отклонения стрелки не должны превы-
шать 24°, а на третьей — отклоняться до предельного поло-
жения.
При переключении направления вращения следует останавли-
вать вращение стеллажа для того, чтобы проследить, как
происходит затухание стрелки. После прекращения вращения
стрелка должна совершить не более одного колебания.
Во время производства испытаний важно, чтобы величина
вакуума сохранялась постоянной (50 мм), так как от величины
53
вакуума зависит угловая скорость ротора, а от последней —
чувствительность указателя поворота.	,
Если при испытаниях выяснилось, что чувствительность
прибора отклоняется от нормы, то прибор следует регулиро-
вать по следующему правилу.
При слишком большой чувствительности левый (если смо-
треть на шкалу) регулировочный винт вывинчивается. При малой
чувствительности поступают наоборот1.
При ненормальном затухании стрелки поступают следующим
образом. Если стрелка совершает слишком медленное движение
по шкале, то следует несколько ввернуть правый регулировоч-
ный винт.
При слишком быстром движении стрелки поступают наоборот.
Если при испытаниях обнаружится очень малая чувствитель-
ность прибора, то есть основания предполагать, что ротор не
набирает необходимого числа оборотов. В этом случае посту-
пают так. Дают ротору в течение 3 минут набрать обороты и
затем, выключив Питание, определяют время вращения ротора
по инерции. Это время должно лежать в пределах 8—10 минут.
Если время вращения ротора меньше приведенного допуска,
то это значит, что подшипники ротора повреждены или корпус
прибора негерметичен.
4.	Дефекты указателя поворота
Указатель поворота—один из наиболее надежных приборов.
Однако, существуют причины, которые могут сделать ра-
боту прибора плохой, а подчас и вовсе вывести его из строя.
В данном разделе мы отметим наиболее часто встречающиеся
дефекты указателя поворота.
1.	Негерметичность корпуса прибора и про-
водки уменьшает вакуум в корпусе и тем самым уменьшает
скорость вращения ротора.
В результате прибор теряет чувствительность. Для избежа-
ния этого дефекта требуется систематически следить за герме-
тичностью корпуса и проводки. Герметичность корпуса может
быть достигнута, если под стеклом имеется свежая резиновая
прокладка и крышка завернута доотказа. То же самое нужно
сказать и про винт в корпусе прибора, служащий для смазки
ротора. Герметичность проводки может быть достигнута в том
случае, если все трубки не имеют трещин, соединения их вы-
полнены из дюрита и надежно затянуты. Следует также опа-
саться помятостей и резких поворотов трубопровода.
2.	Засорение сопла и трубки Вентури также по-
нижает чувствительность прибора и может привести к полному
его отказу. Такого рода засорение может иметь место весьма
часто, в особенности на пыльных аэродромах летом и зимой
от снега. Для избежания подобных засорений необходимо си-
1 Сейчас ведутся работы по изменению способа регулировки.
54
стематически прочищать сопло и трубку Вентури, а также про-
дувать весь трубопровод.
Особо следует отметить случай отказа прибора из-за обле-
денения трубки Вентури в полете. Для избежания этого явле-
ния трубку Вентури располагают возможно ближе к мотору, в
струе выхлопных газов, или делают специальный обогреватель.
3.	Стрел ка вибрирует при работающем мо-
торе, что происходит от слишком сильной вибрации прибор-
ной доски. В некоторых случаях этот дефект может быть устра-
нен укреплением приборной доски более надежно.
Не следует пытаться устранить этот дефект амортизацией
прибора на доске.
4.	Стрелка не возвращается на нулевое поло-
жение, т. е. происходит явление, носящее название застоя
стрелки. Причину застоя, как и у других приборов, надо искать
в излишнем трении в механизме прибора. В указателе поворота
причинами застоя могут быть: а) трение в подшипниках рамки,
б) трение в передающем механизме, в) заедание поршня демпфера.
Приемы устранения застоя такие же, как и у других при-
боров.
Приведенные дефекты наиболее часто встречаются в прак-
тике, и все они могут быть устранены техником по при-
борам.
Кроме указанных дефектов, указатель поворота может иметь
целый ряд дефектов производственного характера. Сюда от-
носятся:
1.	Вибрация стрелки при работающем роторе. Если этот
дефект не может быть устранен демпфером, то, следовательно,
причина в том, что „бьет“ ротор.
2.	При наклоне корпуса прибора стрелка отходит от нуле-
вого положения, а при возвращении прибора в первоначальное
положение приходит на нуль. Такого рода недостаток объ-
ясняется неправильной балансировкой чувствительности элемента
относительно продольной оси.
Могут встретиться еще и другие дефекты производствен-
ного характера, но так как все они не могут быть устранены
средствами части, то больше говорить о них мы не будем.
5.	Разборка и сборка указателя поворота
В тех случаях, когда указатель поворота работает хуже, чем
допускается, или совсем не работает, необходимо его разобрать,
вычистить, собрать и вновь отрегулировать. Нужно заметить,
что такого рода работа производится в соответствующем месте
при наличии набора необходимого инструмента и приспособле-
ний. Разборку прибора следует производить только тогда,
когда точно установлено, что недостатки в работе не зависят
от причин, перечисленных в пп. 1, 2 и 3 (стр. 54).
Работы по разборке, чистке и сборке прибора рекомендуется
проводить по нижеследующей инструкции.
95
Инструкция по разборке, чистке и сборке указателя поворота
№ по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, при- способления и материал
1	Снять стекло	Отвернуть крышку и снять стекло. Часто стекло приклеивается к рези- новой прокладке, а последняя — к корпусу прибора, поэтому при сня- тии стекла необходимо соблюдать, осторожность. Резиновую прокладку, если она в порядке, лучше не сни- мать, так как при снятии ее легко можно повредить.	Крышка от- вертывается ру. кой. В случае же невозможно- сти отвернуть крышку рукой следует приме7 нить специаль- ное приспособ- ление (обжим- ку)-
2	Снять рант	Рант вынимается при повороте прибора вниз шкалой. Отвернуть винты, крепящие стрелку, и вынуть их.	
3	Снять етрелку		Часовая отвер- тка. Корцанги.
4	Снять шкалу	Отвернуть винты, крепящие шкалу, и вынуть их. Перевернуть прибор шкалой вниз и, подставив ладонь, взять на нее шкалу. Указатель сколь- жения со шкалы не снимать.	Часовая от- вертка. Кор- цанги.
5	Снять демп-	Вывернуть винт, крепящий изогну-	Часовая от-
	фер	тый рычаг. Вывернуть винты, кре- пящие колодку демпфера к основа- нию. Отсоединить спиральную пру- жину от плоской.	вертка.
6	Разобрать демпфер	Вынуть поршенек из цилиндра. С боковой поверхностью поршня и зеркалом цилиндра следует обра- щаться очень осторожно, чтобы не повредить их, так как даже неболь- шое повреждение может вызвать при работе заедание. Вынуть конус- ный штифт и его пружину.	Корцанги. иг
7	Снять основа-	Вывернуть 5 винтов, крепящих	Большая ча-
	ние	основание к корпусу. При выверты- вании винта, находящегося под пло- ской пружиной, необходимо соблю- дать осторожность, чтобы не дефор- мировать плоскую пружину.	совая или сред- няя отвертка.
8	Сиять глобан	Вывернуть винт, крепящий глобан	Часовая от-
	и ось стрелки	к основанию. Приподнять глобан и снять его.	вертка. Корцан- ги.
9	Снять вилку с	Ослабить стопорный винт и снять	Часовая от-
	противовесом	вилку.	вертка.
10	Вынуть рам-	Взять пальцами за выступы (паль-	Большая от-
	ку с ротором	цы) диска и, осторожно поворачи- вая рамку в корпусе, вынуть ее. Иногда вследствие заедания сопла	вертка.
56	К	за рамку последняя не вынимается. В этом случае необходимо несколько вывернуть сопло.	
№ по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, при- способления и материал
11	Вынуть ротор из рамы	Ослабить один из крепящих вин- тов полуоси. Вывернуть полуось. После этого ротор можно вынуть из рамы. Вывертывать вторую по- луось не следует, так как после при- дется балансировать гироскопи- ческий узел.	Средняя от- вертка.
12	Вычистить прибор	Промыть шариковые подшипники ротора и рамки. Если шарики зар- жавели или сильно потемнели,то их надо вынуть и заменить новыми того же размера. Промыть центры рамки и полуоси ротора. Промыть и вычистить ось, подшипник оси на основании и подшипник на корпусе. Продуть и прочистить сопло и вы- ходной штуцер, по возможности не отделяя их от корпуса прибора. Ос- мотреть и промыть демпфер. Если поршень в цилиндре ходит туго или с затираниями, то его необходимо притереть или заменить новым.	Грозненский бензин, мягкая тряпка, тонкая проволока.
13	Смазать при- бор	После чистки смазываются шари- ковые подшипники ротора и рамы, а также подшипник и подпятник оси стрелки. Поршень демпфера никогда не смазывается.	Масло МВП. Тонкая прово- лока.
14	Поставить ро- тор в раму	Если при разборке была вывер- нута только одна полуось, то поме- стить ротор в раму, завернуть по- луось так, чтобы не было люфта и ротор свободно вращался. При вставлении ротора в раму необхо- димо следить, чтобы положение лу- нок на ободе соответствовало на- правлению воздуха из сопла. При помощи февки дать разгон ротору под давлением 40 — 50 мм рт. ст. в течение 3—4 минут. После этого ро- тор должен вращаться по инерции не менее 8 минут. В противном слу- чае необходимо отпустить полуось и повторить опыт. По достижении нужного результата полуось необ- ходимо законтрить.	Средняя от- вертка. Февка. Воздух. Ма- нометр.
15	Вставить рамку в корпус	Осторожно вставляя рамку в кор- пус, добиться совмещения заднего центра с подшипником. Если при разборке сопло вывертывалось, то довернуть сопло в прежнее поло- жение.	Большая от- вертка.
57
						
						
	№ по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, п способления материал	РИ- 4	1
	16	Поставить глобан и ось стрелки	Поставить ось стрелки в подшип- ник глобана, надеть'вилку с проти- вовесом на ось и закрепить контря- щий винт. При закреплении следить, чтобы колодка оси и вилка совпа- дали по направлению. Укрепить гло- бан на основании.	Часовая вертка.	от-	1
	17	Поставить основание	Основание устанавливается так, чтобы передний центр попал в пе- редний подшипник рамы, нижний палец диска вошел в- вилку оси стрелки и верхний палец диска на- ходился в вырезе основания. Завер- нуть винты, крепящие основание.	Средняя вертка.	от-	
	18	Поставить демпфер	Поставить демпфер на его место и завинтить два винта.			
	19	Соединить	Соединить свободный конец спи-	Корцанги.		
		спиральную пру- жину и завер- нуть винт верх- него пальца	ральной пружины с отверстием плоской пружины. Поставить изог- нутый рычаг на верхний палец и укрепить винтом.	•		
	20	Проверить правильность сборки	Корцангами отклонять нижний па- лец в обе стороны. При правильной сборке положение должно восста- навливаться без заеданий.	Корцанги.		
	21	Поставить и закрепить шкалу	Поставить, шкалу и завернуть два винта.	Часовая вертка.	от-	
	22	Поставить стрелку	Поставить стрелку и завернуть два винта.	Часовая вертка.	от-	
	23	Закрыть при- бор	Поставить рант, резиновую про- кладку, стекло и завернуть доотказа крышку.			
						
	58			\		
6.	Монтаж и эксплоатация указателя поворота
Указатель поворота устанавливается на самолете, на при-
борной доске летчика. Место указателя поворота на стандарт-
ных самолетах постоянно и определяется нормальным обору-
дованием самолета.
Обычно указатели поворота устанавливаются на заводе.
Однако это обстоятельство не исключает возможности уста-
новки прибора на самолет и в условиях части. Может встре-
титься необходимость замены указателя поворота новым или
снятия прибора для испытаний и регулировки с последующей
установкой вновь.
При установке указателя поворота необходимо иметь в виду
следующее.
Шкала прибора должна быть перпендикулярна к продоль-
ной оси самолета и расположена в удобном для чтения- по-
ложении. При выполнении этого условия продольная ось при-
Рис. 52. Установка указателя поворота на самолете
бора должна стать параллельно продольной оси самолета. На
самолетах, где приборная доска расположена перпендикулярно
к продольной оси самолета, монтаж указателя поворота может
быть выполнен без каких бы то ни было дополнительных де-
талей. На самолетах, где это условие не выполнено, прихо-
дится изготовлять кронштейны (рис. 52).
Без подобных кронштейнов установка указателя поворота _
не может быть допущена.
При монтаже указателя поворота самолет должен быть
установлен в линию полета, и при закреплении прибора указа-
тель скольжения должен показывать нуль.
Указатель поворота крепится к приборной доске специаль-
ными болтами.
Трубка Вентури устанавливается на борту самолета. Же-
лательно устанавливать трубку в струе винта. В этом случае
скорость воздуха, проходящего через трубку, больше и, кроме
того, указатель поворота приходит в действие еще до взлета
самолета, т. е. им можно пользоваться уже во время старта.
59
Для соединения трубки Вентури с корпусом (штуцером)
прибора применяются алюминиевые трубки того же диаметра,
что и для указателя скорости. Изгибы трубок должны быть
плавными и ни в коем случае не иметь изломов и помятостей.
Соединения штуцеров с трубопроводом должны выполняться
при помощи дюритового шланга. Простой резиновый шланг не-
пригоден из-за малой прочности.
Крепление шланга к трубопроводу осуществляется специ-
альными хомутиками, которые прилагаются к каждому указа-
телю поворота. Весь трубопровод должен быть прикреплен
к фюзеляжу самолета, так как болтание его при работе само-
лета способствует износу. Следует проверять трубопровод на
герметичность.
Эксплоатация указателя поворота весьма проста. Основ-
ным вопросом ее является уход за трубкой Вентури, не допу-
ская ее засорения, и за трубопроводом, не допуская его негер-
метичности.
Периодически рекомендуется продувать трубопровод, уда-
ляя из него накопившиеся грязь, пыль, воду • (летом) и снег
(зимой). Через 50—100 часов полета нужно смазывать подшип-
ники ротора, для чего отвертывается винт в корпусе прибора
и в подшипник ротора пускается несколько капель масла МВП1.
Ни в коем случае не смазывать поршень демпфера, так как это
вызывает заедание его и отказ прибора.
Периодически прочищается сопло прибора, для чего оно мо-
жет быть вывинчено из корпуса прибора.
При заявлении летчика о плохой работе прибора прежде
всего необходимо убедиться в исправности трубопровода и
трубки Вентури, не трогая самого прибора. Следует избегать
разборки прибора, так как при этом весьма вероятна порча его.
В крайнем случае можно снять только шкалу.
Если прибор отказывает или сильно ухудшает работу при
низких температурах, его нужно снять и заменить новым.
Никогда не следует приводить прибор в действие, дуя ртом
в сопло, так как влага, попадающая при этом внутрь прибора,
вредно отражается на нем.
При эксплоатации прибора необходимо помнить его важ-
ность для пилотирования. Отказ указателя прибора в слепом
полете ставит летчика в безвыходное положение и может при-
вести к гибели самолета.
7.	Пользование указателем поворота в полете
и тарировка его шкалы
Указатель поворота устанавливается на самолетах всех ти-
пов и назначений. Это объясняется тем, что он в сочетании
с другими пилотажно-навигационными приборами обеспечивает
слепой полет.
1 Масло вазелиновое приборное.
60
Правда, показания указателя поворота недостаточно на-
глядны, они не дают непосредственно полной картины положе-
ния самолета. Однако после некоторой тренировки летчики
получают возможность совершать при слепом полете следую-
щие операции:
Рис. 53. Прямолинейный полет
без крена
Рис. 54. Прямолинейный полет
с правым креном
развороты (виражи) с креном
1) вести самолет по курсу;
2) производить правильные
до 30°;
3) выводить самолет из штопора и прочих опасных поло-
жений.
Рис. 56. Левый правильный
вираж
Рис. 55. Левый вираж с наруж-
ным скольжением
На рис. 53—60 даются наиболее типичные показания указа-
теля поворота.
Групповые полеты авиационных частей строем, а также
маневрирование при бомбометании и аэрофотосъемке требуют
тарировки шкалы указателя поворота, что может быть произ-
ведено либо в угловых скоростях, либо в радиусах виража.
61
Тарировка шкалы производится в полете индивидуально для
каждого самолета и указателя поворота.
Порядок работы по тарировке шкалы такой. До полета из-
готовляется из бумаги и наклеивается на стекло прибора шкала
(рис. 61).
Рис. 57. Левый вираж с внутрен- Рис. 58. Плоский разворот влево
ним скольжением
На шкале наносятся деления через каждые 6°. Радиус рабо-
чей дуги шкалы должен быть равен радиусу стрелки указателя
поворота.
Рис. 59. Плоский разворот вправо Рис. 60. Правый вираж с наруж-
ным скольжением
В полете совершаются полные правильные виражи вправо
и влево, причем стрелка удерживается на всех делениях после-
довательно. Время совершения каждого виража определяется
по секундомеру.	\
Для определения времени совершения виража надо пользо-
ваться каким-либо удаленным ориентиром, чтобы исклю-
62
чить ошибку сноса; ориентир надо выбирать в плоскости
ветра.
После полета производится определение угловых скоростей
по формуле:	°
где <о — угловая скорость в градусах в секунду,
t— время совершения
Вычисленные таким спо-
собом угловые скорости бу-
дут в большинстве случаев
иметь дробное значение.
Поэтому необходимо пе-
ределать первоначальную
шкалу на шкалу угловых
скоростей, выраженную
в круглых значениях.
Для этого пользуются
графиком зависимости
между угловой скоростью
и градусными делениями
шкалы.
Построить подобный
график можно на основа-
нии полученных путем вы-
числений угловых скоро-
стей.
Рассмотрим следующий
пример.
При правых виражах
получены следующие угло-
вые скорости:
Рис. 61. Шкала для тарировки указателя
поворота
при положении стрелки на 1-м делении					2,5° в	секунду
я	п	я	„ 2-м	Я	4,5° „	я
я	п	я	» 3-м	Л»	5,7° „	я
п	я	п	„ 4-М	я	7,7° „	я
Зная, что каждое деление соответствует 6°, построим гра-
фик (рис. 62), пользуясь которым определим, какие угловые
перемещения стрелки соответствуют угловым скоростям 2° в се-
кунду, 3° в секунду и т. д. При помощи транспортира строим
шкалу по вновь полученным углам и оцифровываем ее в угло-
вых скоростях.
Такую же работу необходимо проделать для левых ви-
ражей.
При тарировке шкалы в радиусах виража работа анало-
гична вышеописанной. Однако в этом случае более выгодно
шкалу заранее не разделять, а в полете карандашом отмечать
положение стрелки.
63
Расчет радиусов виража ведется по следующей формуле:
2 -/? = vt,
где R — радиус виража,
v — воздушная скорость самолета, м/сек,
t — время в секундах.
Решая равенство относительно R, имеем:
Все величины правой части после полета будут известны,
Рис. 62. График зависимости угловых скоростей и
углов поворота стрелки
Например, самолет, имея истинную воздушную скорость
в 180 км/час, совершил полный вираж за 45 секунд. Опреде-
лить радиус виража.
Переводим воздушную скорость в м/сек-.
180:3,6 = 50 м/сек.
Следовательно,
6^28* ~ М'
Вычислив таким образом радиусы виражей, значения их пи-
шут против соответствующих делений шкалы, полученных в по-
лете. Шкала вычерчивается на хорошей бумаге тушью и предо-
храняется от сырости эмалитом или целлулоидом.
ГЛАВА IV
АВИАГОРИЗОНТ (АГ)
1. Назначение и принцип устройства
авиагоризонта
Для пилотирования самолета в слепом полете достаточно
дополнить обычное оборудование самолета указателем роворота
и скольжения. Однако это оборудование требует от летчика
длительной тренировки и быстро утомляет его. Причина этого
в том, что показания указателя поворота недостаточно наглядны
и нуждаются в анализе. Много лет конструкторская мысль
работала над созданием прибора для слепого полета, который
давал бы возможность летчику оценивать положение самолета
при одном взгляде на него. Общеизвестно, что в условиях обыч-
ного полета летчик оценивает положение самолета одним взгля-
дом на линию видимого горизонта и тем самым успешно сохра-
няет равновесие самолета. Создание искусственного горизонта,
заменяющего летчику естественный, было основной задачей
конструкторов. После многих неудач удалось эту задачу разре-
шить и построить так называемый авиационный горизонт, т. е.
прибор, указывающий во время полета летчику положение
истинного горизонта, а также и положение самолета относи-
тельно него.
Одновременно разрешена проблема создания абсолютного
креномера, т. е. прибора, измеряющего абсолютные крены
самолета, так как авиагоризонт является прибором, измеряющим
продольные и поперечные абсолютные крены самолета с вполне
достаточной точностью.
Авиагоризонт построен на принципе гироскопа с тремя сте-
пенями свободы, имеющем вертикальную ось.
Однако такой гироскоп не может быть использован для
построения авиагоризонта без специального приспособления,
обеспечивающего его устойчивость относительно земли. ____
Необходимо заставить ось гироскопа сохранять вертикальное
положение; тогда, очевидно, плоскость ротора будет находиться
в плоскости горизонта.
Б—Авиационные приборы.
65
Конструкция самого рода приспособления в течение долгого
времени представляла основную трудность построения авиаго-
ризонта.
Примером неудачного приспособления для достижения выше-
указанной цели может служить конструкция так 'называемого
гироскопического маятника.
Гироскопическим маятником называется гироскоп с тремя
осями свободы и вертикально расположенной осью, причем
центр тяжести его расположен ниже точки опоры.
Предполагали, что такого рода прибор будет сохранять вер-
тикальность своей оси. Но этого не получилось.
Поясним свойства гироскопического маятника при помощи
рис. 63. Гироскоп с тремя степенями свободы имеет точку
опоры (пересечения осей) в точке о. Центр тяжести лежит
в точке а. Сила тяжести Р приложена к точке а и направлена
вертикально.
Предположим, что какая-либо причина заставила ось гиро-
скопического маятника отклониться от вертикали (причиной
подобного отклонения может быть горизонтальное ускорение
или же трение в осях).
Как только ось ротора отошла от вертикали, сила тяжести
получила плечо, и момент ее относительно оси ZZ заставит
ротор прецессировать относительно оси YY. Как видно из ри-
сунка, направление прецессии отнюдь не приближает ось ротора
к вертикали, а заставляет ее описывать конус.
Таким образом, ось ротора гироскопического маятника,
выведенная из положения по вертикали, никогда не вернется
к нему.
66
В силу этого гироскопический маятник не может быть исполь-
зован для построения надежного авиагоризонта.
Разрешение вопроса построения авиагоризонта было найдено
в применении гироскопа с маятниковой коррекцией (коррек-
ция—исправление). Этот принцип положен в основу конструкции
современных авиагоризонтов, а поэтому мы подробно с ним
познакомимся.
Рис. 64 поясняет работу гироскопа с маятниковой коррек-
цией. Ротор гироскопа помещается в герметически закрытый
кожух А, в нижней части которого помещается приспособление
для маятниковой коррекции. Маятниковая коррекция выпол-
1
Рис. 64. Работа маятниковой коррек-
ции. Ось ротора вертикальная
Рис. 65. Работа маятниковой коррек-
ции. Ось ротора отклонилась от вер-
тикали. Окно вышло из-под за-
слонки
няется приспособлением, состоящим из четырех совершенно
одинаковых маятниковых заслонок а, расположенных симмет-
рично на поверхности полого цилиндра В. Вся система кожуха
и маятниковой коррекции отбалансирована так, что центр
тяжести совпадает с точкой опоры. Каждая из четырех засло-
нок расположена над четырьмя совершенно одинаковыми окнами,
проделанными в стенках полого цилиндра. При вертикальном
положении всей системы заслонки перекрывают отверстия
совершенно одинаково. В кожух ротора поступает специально
подаваемый воздух, который приводит во вращение ротор,
а затем проходит в цилиндр В. Из цилиндра воздух четырьмя
равными струйками выходит наружу, создавая тем самым две
5*	•	67 ,
пары равных по величине и обратных по направлению реактив-
ных моментов.
Такие моменты не могут нарушить устойчивость всей системы,
так как они все равны и попарно противоположны по напра-
влению.
Предположим теперь, что от какой-либо причины вся система .
отклонится от вертикали (рис. 65).
Причиной такого отклонения может быть суточное вращение
земли, недостаток балансировки или неравномерность трения
в подшипниках.
При отклонении от вертикали маятниковая заслонка а оста'
цилиндре выйдет из-под нее-
Одновременно заслонка,
нется вертикальной, и окно в
•Рис. 66. Работа маятниковой коррекции.
Окно зашло под заслонку
расположенная с обрат-
ной стороны, симмет-
рично заслонке а, за-
кроет противоположное
окно. Положение этой
заслонки изображено на
рис. 66.
Другая пара заслонок,
ось которо'й перпендику-
лярна к оси заслонки а,
не изменит своего поло-
жения относительно от-
верстий.
Таким образом, при
отклонении системы от
вертикали одно из про-
тивоположных отверстий
открывается больше, а
другое при этом прикры-
вается.
От этого нарушается
равенство пары противо-
положных моментов и
создается момент отно-
сительно оси YY. Нужно заметить, что чем больше открыто
отверстие, тем больше реактивная сила, причем направление
реактивной силы всегда противоположно направлению струйки
выходящего воздуха.
На рис. 65 реактивный момент выражен стрелкой b условно,
так как в действительности сила должна быть перпендикулярна
к плоскости рисунка и создавать момент относительно оси YY.
Полюс ввинчивания для этой силы будет лежать в правой
части кожуха, а полюс гироскопа находится в верхней части его.
Следовательно, прецессионное движение будет направлено так,
как указывает стрелка с, т. е. к вертикали. Естественно, что
как только система вернется к вертикали, заслонки вновь ровно
перекроют половину отверстия, равенство реактивных моментов
восстановится, и прецессионное движение прекратится.
Таким образом, система четырех маятниковых заслонок,
оставаясь все время вертикальной, удерживает ось гироскопа
в вертикальном положении. В процессе полета заслонки (маят-
ники), конечно, будут совершать некоторые колебания, которые,
казалось бы, будут вызывать раскачивание гироскопа.
Однако есть возможность избежать этого явления. Для
этого период колебаний заслонок подбирается весьма неболь-
шим (меньше 1 секунды), а поэтому моменты реактивных сил,
создающиеся при колебании заслонок, весьма кратковременны.
С другой стороны, гироскопическое сопротивление гироскопа
авиагоризонта при нормальных оборотах (10000 об/мин) значи-
тельно, и максимальная разность реактивных моментов вызывает
прецессию со скоростью не больше 10' в минуту.
Как говорят, период прецессии велик, а период заслонок
очень мал, и это дает возможность достигать хорошей устой-
чивости гироскопа, несмотря на колебания заслонок.
2/Описание авиагоризонта АГ-3
Общий вид авиагоризонта приведен на рис. 67. На лицевой
стороне прибора помещена полукруглая шкала 1, разделенная
на 180 . В каждом делении
шкалы содержится 10°. Ну-
левое деление шкалы от-
мечено треугольным ин-
дексом в верхней части.
От этого деления влево и
вправо нанесены цифры 3
и 6, что значит 30° и 60°.
Шкала может перемещаться
относительно индекса 2, ук-
репленного на подвижной
черной шкале 3. Шкала 1
и индекс 2 служат для оп-
ределения абсолютного по-
перечного крена в преде-
лах до 90° вправо и влево.
В центральной части
шкалы помещено изображе-
ние самолета 4. Стрелка го-
ризонта (указатель) 5 про-
ектируется на черной шкале
3 и в рабочем положении
Рис. 67. Авиагоризонт. Общий вид.
1 ~ шкала; 2 ~ индекс; 3 — черная шкала; 4 — изо-
бражение самолета; 5 — стрелка; 6 — отверстия для
крепления; 7 — штуцер
прибора дает возможность выдерживать самолет горизонтально.
Индексы, деления шкалы, цифры и стрелка покрыты светящейся
массой.
На корпусе прибора имеются
крепления его к приборной доске.
четыре отверстия 6 для
69
В задней части прибора помещен штуцер 7 для присоедине-
ния к источнику вакуума.
Внутреннее устройство прибора показано на рис. 68, 69
и 70.
Опишем название и назначение деталей в порядке их нуме-
рации на рисунках.
1—кожух ротора. Служит для помещения ротора. Изгото- •
вляется из алюминия. Имеет канал для прохода воздуха на
разгон ротора и два разгонных сопла. Сверху кожух закрывается
крышкой. Кожух заменяет внутреннее кольцо гироскопа.
Рис. 68. Продольный разрез авиагоризонта:
] — кожух ротора; 2 — стрелка; 3 — поводок; 4 — наружная рама; 5 — приспособление
для маятниковой коррекции; 8 — центр подшипника кожуха; /2 — передняя крышка при-
бора; 13 — задняя крышка; J4 — подвижная шкала; 15 — резиновые буферы
2—стрелка, указывающая горизонт, имеет Г-образную форму.
Задняя часть стрелки изготовляется из алюминия, передняя —
из нейзильбера. Имеет паз для помещения поводка и баланс
для перенесения центра тяжести на ось вращения.
3—поводок. Изготовляется из стали. Ввертывается в кожух
ротора. Входит в паз стрелки, чем связывает последнюю с кожу-
хом ротора.
4 — наружная рама. Изготовляется из алюминия. Служит
наружным кольцом гироскопа. Имеет канал для прохода воздуха
в кожух ротора.
5—приспособление для маятниковой коррекции (успокоитель).
Изготовляется из латуни. Имеет 4 совершенно одинаковых
70
окна, закрываемых маятниковыми заслонками. Оси маятниковых
заслонок изготовляются из стали. Корпус приспособления при-
вертывается к кожуху ротора при помощи 4 винтов.
6 — ось ротора. Изготовляется из высокосортной стали и
обрабатывается термически. Концы оси шлифуются и поли-
руются для достижения зеркальной поверхности. Ось запрессо-
вывается в тело ротора под давлением.
7 — центры подшипников, пропускающих воздух. Изгото-
вляются из высокосортной стали, аналогично оси ротора.
Рис. 69. Разрез авиагоризонта. Вид сверху:
6 — ось ротора; 7 — центры подшипников с отверстиями для прохода воздуха; 9 — шарико-
вые подшипники; 10 — уплотнительные кольца; 11 — грузики для балансировки
Имеют 5 каналов для прохода воздуха. Один из этих цен-
тров запрессован в заднюю часть рамы, другой — в кожух
ротора.
8—центры ввертывающиеся. Изготовляются из высокосортной
стали и обрабатываются термически. Рабочая часть отполиро-
вана. Имеют резьбу, при помощи которой один из подшипников
ввертывается в кронштейн корпуса, а другой — в наружную
раму. Центры снабжены контргайками.
9 — шариковые подшипники. Таких подшипников в авиаго-
ризонте шесть. Каждый подшипник состоит из кольца, пяти
шариков (</=4 мм) и разрезной шайбы, удерживающей шарики
в кольце. Для смазки подшипников в их гнезда помещаются
замшевые прокладки, пропитанные маслом (МВП).
71
10—уплотнительные кольца. Изготовляются из алюминия.
Служат для придания герметичности подшипникам, проводящим
воздух. Комплект состоит из 5 колец.
11 — балансировочные грузики. Свинец, привертываемый
к наружной раме и кожуху ротора для целей балансировки.
Снаружи покрываются шеллаком.
Рис. 70. Поперечный разрез авиагоризонта
' 22—передняя крышка прибора. Изготовляется из алюминия.
В крышке помещаются шкала прибора и стекло. Стекло вста-
вляется с соблюдением герметичности.
13	— задняя крышка прибора. Изготовляется из алюминия.
Имеет прилив, в котором собран подшипник рамы с уплотни-
тельными кольцами. Имеет два отверстия, в одном из которых
ввернут штуцер для соединения корпуса прибора с источником
вакуума, а в другом ввернута пробка. Второе отверстие является
Запасным. Крышка также имеет отверстие для входа воздуха
на разгон ротора. Это отверстие снабжено фильтром для за дер-
12
живания пыли. В последних приборах конструкция фильтра изме-
нена (рис. 71).
14	— подвижная шкала. Изготовляется из латуни. Служит
фоном для стрелки и изображения самолета.
15—резиновые буферы, смягчающие удары гироскопа о кор-
пус прибора при фигурных полетах.
Весь механизм прибора представляет собой гироскоп с тремя
степенями свободы и центром тяжести в точке пересечения
осей.
При вертикальном положении оси ротора стрелка находится
в плоскости истинного горизонта.
При таком положении оси ротора
заслонки приспособления маятнико-
вой коррекции перекрывают окна на-
половину.
При отсасывании воздуха из кор-
пуса прибора через штуцер с по-
мощью трубки Вентури или же помпы
наружный воздух входит в корпус
прибора через фильтр и поступает
на разгон ротора. Из кожуха ротора
воздух проходит в приспособление
маятниковой коррекции и выходит
струйками через четыре окна.
Работа маятниковых заслонок
происходит так, как описано в пре-
дыдущем параграфе.
Для обеспечения нормальной ра-
боты прибора необходимо, чтобы
через него проходило 75 л воздуха
в минуту при вакууме у штуцера кор-
пуса 80 мм рт. ст.
Вес прибора не превышает 1 700 г.
Вес трубки Вентури — 450 г.
В настоящее время ведутся ра-
боты по созданию авиагоризонта, до-
пускающего совершение фигур высшего пилотажа, т. е. фигур-
ного авиагоризонта.
Кроме того, описанный нами авиагоризонт подвергается
некоторой модернизации. Прежде всего фильтр прибора делается
съемным и легко заменимым. Кроме этого, изображение самолета
на шкале прибора делается перемещающимся в вертикальном
направлении при помощи кремальеры для установки его под
стрелку при полетах с различными углами атаки.
Рис. 71. Схематический разрез
фильтра:
1 — корпус фильтрЛ; 2 — резиновое
кольцо; 3 — фильтр (2 сеткн и кусо-
чек материи); 4 — задняя крышка авиа-
горизонта
3.	Ошибки авиагоризонта
Ошибкой авиагоризонта надо называть всякое отклонение
стрелки горизонта от плоскости истинного горизонта. Такая
ошибка может происходить, во-первых, от дефектов, допущенных
73
при изготовлении прибора, и, во-вторых, от повреждений, полу-
ченных при пеоевозке или во время эксплоатации.
Наличие такого рода ошибок (инструментальных) опреде-
ляется в процессе испытания прибора и в случае недопустимых
расхождений в показаниях заставляет отправить прибор в ремонт.
Однако, кроме этих чисто инструментальных ошибок, авиа-
горизонт может иметь ошибки, появление которых никак не
зависит от прибора. Ошибки эти получаются в полете под воз-
действием внешних условий, а поэтому могут быть отнесены
к разряду методических.
1.	Ошибка от вакуума. Нормальная работа авиагори-
зонта должна быть обеспечена определенным вакуумом в корпусе
прибора. Вакуум этот должен лежать в пределах 60—100 мм
рт. ст. При этом вакууме приборы регулируются на заводе
и испытываются перед установкой на самолете.
От величины вакуума в первую очередь зависит угловая
скорость ротора, а значит, и период его прецессии под воздей-
ствием реактивных моментов маятниковой коррекции.
Во-вторых, от величины вакуума зависит также и сила струй
воздуха, вызывающих реактивный момент. Для нормальной ра-
боты прибора необходимо, чтобы угловая скорость ротора
и реактивный момент находились в определенной зависимости.
В этом случае маятниковая коррекция будет выполнять свое
назначение, т. е. будет восстанавливать вертикальность оси гиро-
скопа.
Отклонение вакуума от нормы изменяет соотношение между
гироскопическим сопротивлением ротора и моментом реактивной
силы и, таким образом, вызывает ошибки в показаниях прибора.
Если авиагоризонт работает от трубки Вентури, то на вакуум
будут влиять, во-первых, воздушная скорость самолета и, во-
вторых, высота полета.
Последняя причина, как правило, понижает вакуум, первая же
может повышать и понижать его. Особенно опасна для работы
авиагоризонта высота, так как из-за уменьшения плотности воз-
духа вакуум при нормальной скорости значительно уменьшается.
Сохранить необходимый вакуум на больших высотах можно,
устанавливая две трубки Вентури-и включая вторую на высоте.
Однако более удобным следует признать получение вакуума
для авиагоризонта от специальной вакуумпомпы или же от вса-
сывающего патрубка авиационных моторов с наддувом.
Как вывод из всего вышеуказанного следует, что для полу-
чения надежной работы авиагоризонта необходимо обеспечить
ему нормальный вакуум.
2.	Ошибка на вираже. При совершении длительных ви-
ражей центробежная сила заставляет заслонки маятниковой кор-
рекции отклониться от вертикали.
Отклонение заслонки вызывает и отклонение гироскопа от
вертикали, а значит, и смещение стрелки горизонта. Однако
-такое смещение будет происходить очень медленно и не в со-
стоянии вызвать большую ошибку в показаниях авиагоризонта.
74
После выхода из виража ошибка эта уничтожается сама
собой в течение не более 1 минуты.
Следует помнить, что продолжительные виражи вызывают
неточность в работе прибора, и в таких случаях надо избегать
пользоваться его показаниями.
4.	Испытания авиагоризонта
Для выявления пригодности авиагоризонта при установке
на самолет его следует испытать.
Испытания производятся в следующих случаях:
1)	после получения авиагоризонта со склада;
2)	на основании жалоб летного состава на плохую работу
прибора;
3)	после всякого рода перевозок прибора;
4)	после ремонта.
Испытания авиагори-
зонта производятся на спе-
циальной установке(рис.72).
Эта установка состоит из
подставки 1, на которую
устанавливается испытуе-
мый прибор. Подставка
приводится в строго гори-
зонтальное положение при
помощи точного уровня и
опорных винтов 2.
Прибор устанавливается
на подставку строго гори-
зонтально. При помощи
резинового шланга 4, шту-
цер прибора соединяется
с источником вакуума че-
рез кран 5 и через тройник
с ртутным манометром 3.
Испытания следует вести
в следующей последова-
тельности.
1.	После того как все со-
единения выполнены вполне
надежно, следует включить
поднять вакуум, следя за манометром.
При запуске прибора стрелка его обычно колеблется, но это
колебание исчезает, как только ротор наберет достаточное ко-
личество оборотов.
2.	Достигнув вакуума 80 мм, следует смотреть на стрелку.
Стрелка должна занять горизонтальное положение за время,
не превышающее 2 минут с момента создания вакуума 80 мм.
Несовпадение стрелки с индексами шкалы не должно превы-
шать 1 мм. Это отклонение стрелки называется застоем прибора.
Рис. 72. Установка для испытаний авиа-
горизонта:
7 — подставка; 2 — опорные винты; 3 — ртутный
' манометр; 4 — резиновый шланг; 5 — кран
помпу и, медленно открывая кран,
75
3.	Если застой прибора превышает допуск или время восста-
новления превышает 2 минуты, следует вновь проверить гори-
зонтальность установки прибора и, дав ротору остановиться,
проделать испытания вновь. Если при повторных испытаниях
прибор дал те же результаты, то это говорит о его неисправ-
ности.
4.	Проверить прибор на время прихода из завалов, для чего
взять прибор в руки и превысить допустимый крен, т. е. дать
продольный крен свыше 60° или поперечный больше 90°. От
этого стрелка собьется. Положив прибор на подставку строго
горизонтально, заметить время и следить, когда стрелка восста-
новится. Завалы надо сделать во все четыре стороны и опре-
делить время прихода из каждого завала.
Стрелка должна восстанавливаться за время от 3 до 6 минут.
5.	За время испытаний прибора необходимо следить за по-
стоянством вакуума, не допуская его колебаний.
б.	Результаты испытаний заносятся в бланк и хранятся в фор-
муляре прибора.
5.	Разборка, сборка и регулировка
авиагоризонта АГ-3
Если при испытаниях авиагоризонта работа его оказалась,
неудовлетворительной, то, очевидно, в системе прибора произо-
шли какие-либо изменения. Наиболее вероятны следующие при-
чины неисправности прибора:
1)	загрязнение механизма прибора, главным образом под-
шипников;
2)	поломка или раковины центров подшипников;
3)	изнашивание подшипников и появление недопустимых
люфтов;
4)	нарушение балансировки подвесной системы или системы
маятниковых заслонок;
5)	ржавчина осей заслонок.
Все указанные причины неисправности могут быть устранены
средствами частей при наличии необходимых запасных деталей
и специальных приспособлений. Установить причину неисправ-
ности точно можно только после полной разборки прибора
и тщательного изучения ответственных деталей его. Разборка
прибора требует знания последовательности ее, а также боль-
шой аккуратности, так как неправильная и неаккуратная раз-
борка может вызвать поломку деталей прибора и вывести его
из строя. Ниже мы даем инструкцию по разборке авиагоризонта,
которой следует строго придерживаться.
После выполнения разборки следует заняться осмотром
центров и подшипников. Осмотр рекомендуется делать при по-
мощи лупы. При обнаружении забоин, следов ржавчины или даже
просто потемнения конической поверхности центров и поверх-
ности шариков как те, так и другие должны быть заменены
76	1
новыми при строгом сохранении размеров. При наличии при-
способлений для шлифовки центры, имеющие неглубокую ржав-
чину или потемнение, могут быть отшлифованы. Осмотру также
подлежат концы оси ротора, палец кожуха и паз в стрелке,
по которому ходит палец.
Разборка шариковых подшипников производится путем снятия
разрезной шайбы, после чего шарики легко высыпаются. Не
следует вынимать колец шариковых подшипников кожуха и пе-
реднего центра рамы, так как при этом можно легко повредить
рабочую полированную поверхность их. Только в случае необхо-
димости их замены эти кольца вынимаются. То же относится
и к уплотнительным кольцам подшипников, через которые про-
ходит воздух (задний подшипник рамы и подшипник в пробке
рамы). Эти кольца снимаются лишь при необходимости полной
разборки Сказанных подшипников.
Проверить заслонки маятниковой системы:
1. Продеть через окна проволоку диаметром 0,75 мм-, при
этом противоположные заслонки должны подходить вплотную
к проволоке. Если это имеет место, то заслонки установлены
правильно, если же нет, то необходимо этого добиться, повер-
нув одну из заслонок в правильное положение, и затем запаять.
Пайку сделать оловом, но не с кислотой, а с канифолью, во из-
бежание появления ржавчины.
2. Покачивая корпус маятниковой системы, следить, чтобы
заслонки оставались вертикальными и не задевали за поверх-
ность корпуса (зазор между заслонкой и корпусом должен быть
не более 0,1 мм).
Разобранные шариковые подшипники, центры и палец кожуха
промыть в чистом грозненском бензине. Протирать эти детали
можно чистой ирисовой бумагой (папиросной), но не тряпками.
После промывки эти детали необходимо беречь от пыли
и прикосновения рук, так как малейшая пылинка скажется на
работе АГ, а от прикосновения рук может появиться ржавчина.
Замшевые прокладки у шариковых подшипников, служащие
для смазки шариков, нужно пропитать маслом МВП.
После выполнения всего вышеуказанного следует приступить
к сборке прибора. Сборка прибора должна производиться весьма
аккуратно и в строгой последовательности, так как от нее
в большой степени зависит результат работы. Одновременно
со сборкой производится и балансировка прибора.
После этого приступают к проверке прибора и к его регули-
ровке. Для этого пользуются специальной установкой (рис. 75),
допускающей наблюдение за механизмом прибора в действии.
Полностью собранная подвесная система укрепляется в уста-
новке (рис. 76), к которой подводится воздух под давлением
80 мм рт. ст. (величина, соответствующая рабочему вакууму
в корпусе прибора).
При установке подвесной системы необходимо следить, чтобы
трение в оси рамы не было большим, так как в противном слу-
чае проверка не дает хорошего результата.
77’
Инструкция по разборке АГ
№ по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, приспособления и материал
1	Снять стержень крана с ручкой 1	Рас шплинтовать стержень крана, снять стержень, отвернуть винт крон- штейна, снять кронштейн. Отвернуть кран.	Плоскогубцы. Корцанги. От- вертка.
2	Вскрыть прибор	Отвернув 8 винтов передней крышки, снять крышку.	Отвертка. Ча- совая отвертка.
3	Снять фон	Со стороны стрелки горизонта ввести специальную отвертку под фон и, отвернув 2 винта, крепящих фон, снять фон.	Специальная отвертка (рис. 73).
4	Снять заднюю крышку	Положив переднюю крышку на стол шкалой вниз, поставить корпус на крышку и, отвернув 6 винтов задней крышки, снять заднюю крышку.	Отвертка. Ча- совая отвертка.
5	Вынуть меха- низм из кор- пуса	Вывести стрелку горизонта из кронштейна корпуса и, повернув раму так, чтобы наружная сторона рамы с пробкой шла по пазу, вынуть механизм из корпуса.	
6	Снять стрелку	Освободив контргайку винта, кре- пящего стрелку горизонта, вывер- нуть винт. Снять стрелку.	Ключ. От- вертка.
7	Снять поаодок	Вывернуть поводок из кожуха.	Ключ.
8	Снять гироско- пический узел	Отвернув 3 виита пробки, снять ее. Освободив контргайку центра, вывернуть центр. Снять гироскопи- ческий узел.	Отвертка. Ключ. Часовая отвертка.
9	Разобрать гиро- скопический узел	Отвервув 3 винта верхней крышки кожуха, снять крышку, корпус сколь- зящего подшипника и прокладки. Вынуть ротор.	Отвертка.
10	Снять маятнико- вую систему	Отвернув 4 винта фланца маятни- ковой системы, снять ее.	Отвертка.
Рис. 73. Механическая отвертка
1 В приборах старого образца.
78
Инструкция по сборке и балансировке АГ
№ по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, приспособления и материал
1	Собрать гнро-	1. Собрать подшипники и смазать	Корцанги.
	скопический узел	шарики (2 капли масла). 2.	Собрать в гнезде скользящий подпятник. 3.	Поставить ротор в кожух. 4.	Привернуть крышку кожуха. 5.	Проверить люфт, постукивая по верхней крышке кожуха. Если прн этом слышен металли- ческий стук, го необходимо увели- чить число прокладок под скользя- щим подпятником. Ощутимого люфта быть не должно. Дать воздух в кожух под давлением 40 мм рт. ст. в течение 3 минут. Ротор должен вращаться по инерции 8—10 минут. Если этого нет, то уменьшить число прокладок над скользящим подпятником. 6.	Поставить и привернуть маятни- ковую систему. Проверить правиль- ность положения заслонок, продев в окна проволоку 0,75 мм. 7.	Поставить поводок кожуха.	Масло МВП. Отвертка. Бумажные и металлические прокладки. Источник да- вления—ртут- ный манометр. Резиновый шланг. Отвертка. Про- волока. Ключ.
2	Отбалаисиро-	Поставив гироскопический узел	Балаисировоч-
	аать гироскопн-	в балансировочный прибор, путем	ный прибор
	ческий узел	добавления и убавления грузиков добиться безразличного равновесия в пределах 12° от вертикали.	(рис. 74).
3	Собрать узел внешней рамы	1. Собрать пробку рамы. Поставить шарики (смазать). „	разрезную шайбу. „	уплотнительные кольца: а) неподвижное фаской вниз, б) подвижное бортиком кверху, в) неподвижное ,	
Рис. 74. Установка для статической балансировки
7»
Продолжение
№ по пор	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, приспособления и материал
		г) подвижное бортиком кверху, д) неподвижное ,	„ 2.	Поставить пробку в раму, следя за совпадением воздухопровода. 3.	Поставить стрелку н закрепить ее в среднем положении. 4.	Поставить и закрепить фон.	
4	Отбалансиро- вать узал внеш- ней рамы	Убедившись, что все детали узла на месте и что все винты завинчены, установить узел в балансировочный прибор, добиться безразличного равновесия в пределах 12° от гори- зонтали.	Балансировоч- ный прибор (рис. 74).
5	Разобрать узел внешней рамы	Снять пробку, отвернуть центр. Свять фон и стрелку.	Отвертка.
6	Собрать подвес- ную систему	1.	Вставить гироскопический узел во внешнюю раму. 2.	Вставить пробку. 3.	Завернуть центр При заверты- вавии центра необходимо действо- вать очень осторожно, так как при приложении излишней _ силы можно попортить коническую поверхность его о шарики. 4.	Подобрать люфт. Люфт не дол- жен ощущаться. При отклонении оси ротора в крайнее положение и опускании ее гироскопический узел должен давать не менее 5 качаний. Если этого нет, то надо немного освободить центр и вновь произ- вести опыт.	Отвертка.
7	Отбалансиро- вать подвесную систаму	5. Поставить стрелку и фои. По- ставить подвесную систему в балан- сировочный станок. Добиться без- различного равновесия в пределах 12°.	Балансировоч- ный прибор (рис. 74).
8	Собрать под- шипник а задней крышке	Действовать так же, как указано в п. 3.	
Установку, изображенную на рис. 76, выполнить довольно
трудно, так как она должна быть снабжена подшипником с уплот-
нительными кольцами, а поэтому можно рекомендовать следу-
ющую проверочную установку (рис. 77), которая может быть
выполнена из подручных материалов. Ценность данной установки
в том, что она не требует специального подшипника с уплот-
нительными кольцами, а в ней используется задняя крышка
проверяемого прибора с имеющимся в ней подшипником.
Также можно рекомендовать изготовление проверочной уста-
новки из корпуса пришедшего в полную негодность авиагори-
80
зонта. Такого рода установка изготовляется путем вырезания
боковых стенок корпуса, оставляя их лишь в такой мере, чтобы
сохранить положение задней крышки и кронштейна корпуса.
Рис. 75. Установка для динамической балансировки
Эта установка имеет преимущество перед предыдущей в том,
что не требует совмещения в одной плоскости переднего и зад-
него центров рамы, чего, вообще говоря, достигнуть нелегко.
Рис. 76. Подвесная система авиагоризонта в установке для динамиче-
ской балансировки
Проверочная установка должна быть соединена с ртутным
манометром и источником давления.
Проверка и регулировка ведутся по следующей инструкции-
6 Авиационные приборы.	81
Инструкция по проверке и регулировке АГ
№ по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, f приспособления и материал
1	Запустить при- бор	При запуске прибора под давле- нием 80 мм рт. ст. ротор должен мутировать. Нутация—колебания ро- тора относительно двух осей одно- временно. При увеличении оборотов нутация прекращается. Отсутствие нутации говорит о слишком большом трении в осях подвесной системы. В этом случае тренне необходимо умень- шить. Необходимо отметить, что при постепенном пуске воздуха нутация может законно отсутствовать.	Проверочная установка.
2	Проверить маят- никовые за- слонки	Покачать кожух ротора во все стороны, следя за тем, чтобы за- слонки оставались вертикальными в пределах 12°. Если они уходят от вертикали ранее наклона на 12°, определить прилнпавие и уничтожить его.	
3	Проверка балан- сировки	1. После того как ротор набрал пол- ное количество оборотов (3—5 ми- нут), перекрывают доступ воздуха и наблюдают за стрелкой: а)	если стрелка уходит вверх (вниз), то сила приложена к наруж- ной раме; б)	если стрелка уходит вправо (влево), то сила приложена к кожуху. В каждом случае необходимо опре- делить место приложения силы, вызывающей прецессию по правилу штопора, и устранить ее. 2. Не открывая доступа воздуха, отклонить ось ротора на 15° так, чтобы стрелка шла вниз: а)	при нижнем маятнике (центр тяжести ниже точки опоры) ось ро- тора идет вправо; б)	при верхнем маятнике ссь ро- тора идет влево. Балансировка достигается верх- ними грузиками на кожухе.	Свинец. Отвертка. Нож.
4	Проверка на скорость пре- цессии ч	Открыть доступ воздуха и дать ротору набрать обороты. Отклонять кожух ротора во все четыре сто- роны на 30° и замечать время при- хода оси к вертикали. Ось ротора (кожуха) должна притти к вертикали за время от 3 до 6 минут. При этом необходимо, чтобы время прихода при противоположных от- клонениях не разнилось более чем на 2—3 минуты.	
Если при проверке выяснилось, что прибор не дает нужных
показаний, необходимо вновь произвести разборку и, промыв
подшипники, работу повторить.
Нередко по проверке стрелка заметно вибрирует; это говорит
о большом люфте в подшипниках ротора. Такого рода люфт
может создаться от заеданий скользящего подпятника в его
гнезде. Дефект этот может быть устранен.
Рис. 77. Кустарная установка для динамической балансировки
авиагоризонта. Впереди лежит штуцер для подачи воздуха
При благоприятных результатах проверки подвесная система
собирается в корпус, прибор полностью собирается и подвер-
гается окончательным испытаниям, согласно описанным в § 4.
Испытания прибора могут быть проведены также под да-
влением, но в этом случае необходимо следить, чтобы был
открыт кран прибора, так как в противном случае погибнет
стекло.
6. Монтаж и эксплоатация авиагоризонта
Монтаж авиагоризонта разделяется на три части: установка
авиагоризонта, установка трубки Вентури и установка трубопро-
вода (рис. 78).
Установка авиагоризонта. 1. Самолет установить
в линию полета при помощи уровня. Установку необходимо
выполнить наиболее тщательно.
2.	Произвести разметку места для авиагоризонта на при-
борной доске и высверлить отверстия для болтов. Место
прибора на приборной доске самолета определяется стандартным
6*	83
оборудованием самолета и указывается специальными инструк-
циями.
3.	Проверить амортизацию приборной доски, и если она
недостаточна, то изготовить амортизационные приспособления
чтобы изолировать корпус прибора от приборной доски. Для
амортизации можно применить пластинчатую резину, а также
плотный войлок.
4.	Установить прибор на приборную доску, но не затягивать
болтов окончательно. Присоединить к одному штуцеру прибора
вакуумпомпу, а к другому манометр. Создать нормальный вакуум
(80 мм}, в течение 3 минут дать гироскопу набирать скорость.
5.	По истечении 3 минут посмотреть, занимает ли полоса
горизонта нулевое положение относительно индексов и нахо-
дится ли верхний индекс на нулевом делении шкалы.
6.	Если показания прибора не соответствуют указанным в п. 5
показателям, то необходимо добиться этого. Совмещение индек-
Рис. 78. Схема монтажа АГ на самолете
сов с полосой горизонта достигается прокладками между при-
бором и приборной доской. Таким путем можно установить
прибор горизонтально в продольном направлении.
Горизонтальность прибора в поперечном направлении, т. е.
совмещение нулевого деления шкалы с верхним индексом, может
быть достигнута путем расширения дыр в приборной доске
и поворачивания прибора вокруг продольной горизонтальной
оси.
7.	Окончательное закрепление прибора производится после
того, как показания его стали нулевыми.
Желательно, чтобы во время закрепления и некоторое время
после него прибор работал.
Примечание. На тяжелых самолетах и во всех случаях, когда
подобную установку сделать почему-либо невозможно, прибор устанавли-
вается по уровню, принимая во внимание продольный наклон самолета.
Окончательная проверка проводится в полете, выдерживая самолет
по видимому горизонту. Безусловно, такая установка всегда будет менее
точна, чем описанная выше.
84
Установка трубки Вентури и трубопровода произ-
водится по указанным ранее правилам.
Испытание авиагоризонта в полете. После монтажа-
авиагоризонта, в особенности если он был проведен впервые,,
необходимо произвести испытания прибора в полете.
Для проведения такого испытания к запасному штуцеру кор-
пуса прибора присоединяется манометр, и самолет идет в полет.
Набрав высоту 700—1 000 м, летчик водит самолет на всех воз-
можных скоростях горизонтального режима. По манометру опре-
деляется вакуум в корпусе прибора. Если вакуум при двух
скоростях (минимальной и максимальной) лежит в пределах
нормы, то установку следует считать правильной, если же нет,,
то необходимо перестановкой трубки Вентури или заменой
трубопровода исправить допущенную ошибку.
При низком вакууме необходимо руководствоваться следую-
щим:
1.	Переставить трубку Вентури на новое место, с целью
получить большую скорость воздуха в ней.
2.	Тщательно проверить герметичность трубопровода и всех
соединений.
3.	Укоротить трубопровод или же увеличить внутренний
диаметр его.
4.	Убедиться в герметичности корпуса прибора и прочистить
выходной штуцер его.
При вакууме слишком высоком следует поступать следующим-
образом:
1.	Прочистить отверстие для поступления воздуха в корпус
прибора на разгон гироскопа.
2.	Поставить трубку Вентури на место, где скорость воздуха
меньше.
3.	Включить в трубопровод редуктор (регулятор) и отрегу-
лировать его на нужный вакуум.
После внесенных в установку прибора исправлений необхо-
димо вновь провести испытания в полете.
В тех случаях, когда все возможные меры не дают нужного
вакуума, необходимо, отказавшись от трубки Вентури, устано-
вить вакуумпомпу.
Эксплоатация авиагоризонта на самолете несложна и в основ-
ном слагается из следующих правил:
1.	Следить за амортизацией прибора или приборной доски,,
не допуская ее нарушения, так как это приводит к очень быстрой
порче прибора.
Особенно тщательно приходится следить за резиновой амор-
тизацией, так как она быстро разрушается от температурного
влияния.
2.	Следить за состоянием трубопровода и его герметичностью.
3.	Следить за чистотой трубки Вентури и предохранять ее
от загрязнения путем надевания чехла при нахождении в ангаре
р при рулежке.
4.	В случае заявления летчика о плохой работе прибора
необходимо снять его с самолета и испытать, как указано выше.
85
В случае положительного результата испытаний причину плохой
работы искать в трубопроводе и трубке Вентури. При отрица-
тельном результате испытаний прибор должен быть направлен
«а завод для ремонта.
5.	Через 60 часов работы прибора в полете его необходимо
снять и испытать. В случае неудовлетворительных результатов
прибор направляется в ремонт.
7. Пользование авиагоризонтом в полете
Показания авиагоризонта наглядно определяют положение
самолета в полете. Удерживая миниатюрное изображение само-
лета на шкале прибора в положении совмещения со стрелкой
горизонта, можно легко вести самолет строго горизонтально.
Если миниатюрное изображение самолета и стрелка горизонта
располагаются под углом, то это означает, что самолет имеет
поперечный крен в ту же сторону, в какую накренилось изо-
бражение самолета. Угловую величину поперечного крена можно
достаточно точно определить по шкале и верхнему индексу.
Если миниатюрное изображение самолета располагается выше
стрелки горизонта, то это указывает на кабрирование самолета.
Может быть и комбинированный случай в показаниях авиа-
горизонта, например, миниатюрное изображение самолета выше
стрелки горизонта и накренено вправо. Это должно означать,
что самолет кабрирует, имея правый поперечный крен.
То же самое может быть, если самолет пикирует, имея по-
перечный крен, но в этом случае миниатюрное изображение
будет расположено ниже стрелки горизонта.
Предельными кренами для авиагоризонта являются попереч-
ный крен в 90° и продольный крен в 60°. Если в полете эти
пределы были нарушены, то необходимо некоторое время для
того, чтобы авиагоризонт вновь мог правильно установиться.
Следует иметь в виду, что при фигурных полетах в авиаго-
ризонте происходят удары подвесной части о корпус, что очень
вредно отражается на работе прибора.
При совершении продолжительных виражей следует помнить,
что в псказаниях авиагоризонта может иметь место небольшая
{до 2°) ошибка.
С авиагоризонтом можно успешно производить набор высоты,
« планирование в облаках и тумане.
ГЛАВА V
ПОЛУКОМПАС (ГПК)
1.	Назначение полу компаса
Полукомпас предназначен:
1)	для выдерживания компасного курса самолета,
2)	для производства разворотов на нужное количество*
градусов.
Основное отличие полукомпаса от обычного компаса в том,,
что он не имеет направляющей силы, т. е. при помощи полу-
компаса невозможно определить курс самолета. Известно, что
назначение магнитного авиационного компаса — определять
курс самолета и выдерживать компасный курс.
Сравнивая назначение компаса и полукомпаса, мы видим, что
последний предназначен выполнять только половину того, что
можно получить от компаса. Этим нужно объяснить и название
прибора „полукомпас".
Наличие полукомпаса на самолете необходимо по следующим-
причинам.
Если определение курса самолета по магнитному компасу
может быть произведено с точностью, вполне удовлетворяющей
требования навигации, то выдерживание взятого курса при
помощи данного прибора чрезвычайно затруднено. Причины этого
лежат как в самой конструкции компаса, так и в условиях, при
которых совершается полет.
Перечислим кратко недостатки магнитного компаса, к кото-
рым относятся:
1)	увлечение картушки жидкостью (при разворотах),
2)	креновая девиация,
3)	влияние центробежного ускорения,
4)	северная поворотная ошибка.
Как известно, ведение самолета по курсу сопровождается*
небольшими поперечными и продольными кренами, а также и
изменениями курса. Все перечисленные причины вызывают
колебания картушки компаса, отклоняя ее от положения по
компасному меридиану то в ту, то в другую сторону.
Эти колебания картушки летчик воспринимает как колеба-
ния самолета относительно вертикальной оси и при помощи
рулей старается сохранить неизменным положение картушки
и курсовой черты.
Это в свою очередь сопровождается разбалтыванием самолета
во всех плоскостях и еще больше раскачивает картушку компаса.
В результате самолет имеет так называемые „рыскания" на
курсе, которые, во-первых, очень утомляют летчика, а во-вто-
рых, понижают точность выполнения курса.
В условиях обычного полета летчики, как правило, не поль-
зуются компасом для ведения самолета по курсу, а используют
следующий прием. Установив самолет на нужный курс по ком-
пасу, летчик выбирает на горизонте хорошо видимый ориентир,
замечает положение какой-либо детали самолета относительно
выбранного ориентира и старается удерживать замеченное поло-
жение. Конечно, при таком приеме необходимо время от времени
проверять курс по компасу.
В условиях управления самолетом исключительно по приборам
пользование подобным приемом совершенно исключено. Кроме
того, при выполнении полета по приборам летчику труднее
выдерживать курс, и обычно колебания картушки компаса зна-
чительно увеличиваются. В то же время при полетах в облаках
и тумане точное выдерживание направления является основным
фактором, подчас решающим успех того или иного маршрута.
Поэтому в слепых маршрутных полетах полукомпас является
одним из основных приборов. Кроме того, этот прибор имеет
также чрезвычайно важное значение в ряде полетов, где тре-
буется точно выдерживать направление полета, например бом-
бометание, фотосъемка и т. п.
Особо важное значение полукомпас имеет также при пово-
ротах и установке самолета на новый курс. Совершить быстро
разворот точно на нужное число градусов по магнитному ком-
пасу невозможно. При разворотах (виражах) магнитный компас
или вовсе не показывает изменения курса, или показывает
поворот в обратную сторону. Причины этого явления кроются
в указанных нами недостатках магнитного компаса.
Таким образом, разворот по компасу, особенно в облаках,
выполняется с трудом и занимает много времени. Однако
весьма часто встречается необходимость быстрых и точных
.разворотов. Особенно необходимы эти развороты при бомбар-
дировочном маневре.
2.	Принцип устройства полукомпаса
Полукомпас построен на принципе гироскопа с тремя сте-
пенями свободы.
Ось ротора гироскопа полукомпаса горизонтальна.
Для уяснения принципа использования подобного гироскопа
для конструкции полукомпаса рассмотрим рис. 79. Пусть гиро-
скоп с тремя степенями свободы установлен на самолете.
88
На наружное кольцо гироскопа (на рисунке не показано)
надето кольцо (картушка), разделенное на 360°.
Предположим, что деления кольца 0 и 180° совпадают с осью
ротора, т. е. с осью XX. В положении I ось симметрии само-
лета перпендикулярна к оси ротора. Пусть в этом случае отсчет
по нашему прибору 90°. Если допустить, что ось ротора непод-
вижна по отношению к земным предметам, то, очевидно, удер-
живая отсчет неизменным, можно сохранить неизменным курс
самолета.
В положении II самолет изменил курс, повернувшись на
некоторый угол вправо. Так как гироскоп имеет три степени
свободы, то с самолетом он не связан и поворот последнего не
Рис. 79. Применение свободного гироскопа для выдерживания курса
изменит положения оси ротора. Таким образом, угол между
осью симметрии самолета и осью ротора изменится, а значит,
изменится и отсчет по прибору. Курс самолета увеличится
(при повороте вправо, по ходу самолета, курс всегда увеличи-
вается), и новый отсчет минус прежний даст возможность опре-
делить величину изменения курса, т. е. угловую величину по-
ворота.
Таким образом при помощи прибора, основанного на прин-
ципе гироскопа с тремя степенями свободы, можно выдерживать
курс и производить развороты на определенное число градусов.
Однако вначале мы допустили, что ось гироскопа не меняет
своего положения по отношению к земным предметам. В дей-
ствительности этого, конечно,г бьТть не может. Вследствие
основного свойства гироскопа й^суточного вращения земли ось
гироскопа будет совершать кажущееся движение, т. е. так или
иначе изменять свое положение к окружающим предметам.
Кроме того, в результате недостатков самого гироскопа ,
(трение в осях, ошибки балансировки и т. д.) он может сбвер-
89
шать прецессионное движение, которое также будет заставлять
•смещаться его ось.
Для того чтобы применить гироскоп с тремя степенями
свободы для конструкции полукомпаса, нужно обеспечить его
устойчивость хотя бы на некоторое время.
В полукомпасе это достигается следующими мероприятиями.
На ободе ротора гироскопа сделаны два кольцевых выступа,
так называемые реборды. Между ребордами помещается нафре-
зерованная часть обода. Сопло, прикрепленное к внешнему
кольцу (рамке), установлено так, чтобы струя воздуха, идущая
на разгон ротора, проходила между ребордами.
На рис. 80 мы видим ротор полукомпаса с ребордами, внут-
реннее и наружное кольца, изображенные в разрезе, а также
сопло. Стрелкой указано направление струи воздуха.
Рис. 80. Ось ротора горизон-
тальна. Струя воздуха располо-
жена между ребордами
Рис. 81. Ось ротора иегоризон-
тальна. Струя воздуха бьет в ре-
борду
Предположим теперь, что в силу каких-либо причин ротор
гироскопа начинает поворачиваться относительно оси YY, теряя
таким образом горизонтальность своей оси.
Обратимся к рис. 81. Этот рисунок показывает положение
сопла, которое не изменит своего направления, и ротора с него-
ризонтальной осью.
На рисунке видно, что в этом случае струя воздуха, выходя-
щая из сопла, будет „бить“ в реборду и создавать момент
относительно оси ZZ. Нам уже известно, что момент силы, стремя-
щийся повернуть гироскоп относительно оси ZZ, вызывает
прецессию относительно оси YY. В данном случае направление
прецессии будет по стрелке а, т. е. к прежнему горизонтальному
положению. Проверить вышесказанное можно, руководствуясь
правилом штопора.
so
Прецессия прекратится тогда, когда сопло перестанет дей-
ствовать на реборду, т. е. тогда, когда ось ротора станет гори-
зонтально. Нами разобран случай поворота оси ротора только
в одну сторону, но так как при отклонении в другую сторону
произойдет то же самое в другом направлении, то мы ограни-
чимся разобранным случаем.
Таким образом, ось ротора при помощи реборд и сопла
удерживается в горизонтальном положении, т. е. парализуется
кажущееся движение оси гироскопа относительно оси YY.
Наиболее неприятным, однако, будет вращение гироскопа,
оно будет изменять отсчет
Рис. 82. Смешение центра тяжести
по оси XX
относительно оси ZZ, так как
по прибору, тем самым вводя
ошибки в выдерживание курса.
Для удержания гироскопа
неподвижным относительно оси
ZZ применяют следующий спо-
соб.
Центр тяжести гироскопа не-
сколько смещается от точки
опоры (точка пересечения всех
осей) по оси XX. Рис. 82 пояс-
няет это.
Смещая центр тяжести отно-
сительно точки опоры, мы со-
здаем момент силы тяжести относительно оси YY, а значит,
прецессию относительно оси ZZ. Плечо должно быть подобрано'
так, чтобы направление прецессии было обратным по отноше-
нию к направлению кажущегося движения, а скорости их были
бы равны. Величина смещения центра тяжести ничтожно мала
и измеряется сотыми долями миллиметра. Практической регу-
лировкой гироскопа полукомпаса удается добиться устойчи-
вости его лишь в течение 15—20 минут, по истечении которых
гироскоп начинает сбиваться. Причины этого заключаются,
конечно, не столько в кажущемся его движении, сколько в про-
изводственных недостатках, неизбежных при изготовлении гиро-
скопов.
3.	Описание полукомпаса
Общий вид полукомпаса показан на рис. 83. По внешнему
виду полукомпас напоминает магнитный компас с вертикальной
картушкой.
В передней стенке алюминиевого корпуса прибора имеется
круглое окно, закрытое герметически установленным стеклом.
Под стеклом помещается круглая шкала с прямоугольным
вырезом, симметрично разделенным вертикальной курсовой
чертой.
В окно видна картушка полукомпаса, разделенная от 0 до-
3600 с делениями через каждые 5°. Оцифровка картушки сделана
через 30°, причем цифры написаны без нулей, т. е. надпись „9“
означает 90° и т. д.
91
Рис. 83. Полукомпас. Общий вид.
Деления и цифры кар-
тушки, а также курсовая
черта, покрыты светя-
щейся массой.
Под окном _ поме-
щается установочная
ручка 1, служащая для
установки необходимого
показания по курсовой
черте и как арретир при
выключении прибора.
Корпус прибора имеет
штуцер 2 для соединения
с источником вакуума.
В верхней стенке кор-
пуса ввернут центр внеш-
него кольца гироскопа 3.
В нижней стенке имеется
отверстие для входа воз-
ручка; 2—штуцер; 3 -центр внешнего кольца гироскопа
Рис. 84. Полукомпас. Продольный разрез:
/ — ротор; 2—внутренняя рамка; 3 — наружная рама; 4 — верхний центр; 5—фланец;
6 — иижний (опорный) центр рамы; 7 — картушка; 8 — инжектор; 9 — установочная ручка;
10 — коронная шестерня; 11 — азимутальная шестерня; 12 — вилка; 13 — стопорное кольцо;
14 — стопорный рычаг
92
духа, закрытое сетчатым фильтром. Внутреннее устройство при-
бора показано на рис. 84, 85 и 86.
Ротор прибора 1 изготовлен из сплава мунца (латунь) и
представляет собой массивный диск. На ободе ротора нарезаны
специальные лунки, служащие для приведения его во вращение
струйкой воздуха, и надеты 2 кольца (реборды). Ось ротора,
изготовленная из высокосортной стали, установлена в алюми-
ниевой рамке 2, являющейся внутренним кольцом гироскопа.
Эта рамка имеет два шариковых подшипника, на которых она
установлена в наружной вертикальной раме 3.
Рама 3 является наружным кольцом гироскопа и устанавли-
вается в корпусе прибора при помощи верхнего шарикового
подшипника, запрессованного в раму, и центра 4, ввертываю-
щегося в верхнюю стенку кор-
пуса. Нижний подшипник
рамы находится во фланце 5,
который прикреплен к ниж-
ней стенке корпуса.
На этот подшипник рама
опирается специальным сталь-
ным центром 6, запрессован-
ным в нижней части рамы.
К наружной раме прикреплена
картушка 7 с вертикальными
делениями и инжектор 8, че-
рез который воздух подается
на разгон ротора. При отса-
сывании воздуха из корпуса
прибора через штуцер наруж-
ный воздух входит в отверстие
фланца через фильтр и далее
по каналам (в центре 6) в ин-
жектор. При нормальном ва-
кууме в корпусе прибора
инжектор сообщает ротору
скорость 10 000—12 000 об/мин.
Установочная ручка 9 зака!
Рис. 85. Полукомпас. Поперечный раз-
рез корпуса
коронной шестерней 10.
При вдвигании ручки вперед эта шестерня сцепляется с ази-
мутальной шестерней 11, прикрепленной к наружной раме.
Одновременно с этим при помощи вилки 12 поднимается
стопорное кольцо 13, которое поднимает стопорный рычаг 14.
Стопорный рычаг упирается в рамку 2 и тем самым арретирует
гироскоп. Произведя включение установочной ручки, можно вра-
щать весь гироскоп и устанавливать картушку в любое поло-
жение. Для балансировки гироскопического узла (гироскопиче-
ский узел состоит из ротора и внутренней рамки) служат свин-
цовые грузики 15, укрепляемые к рамке при помощи винтов.
Для балансировки наружной рамы (карданного узла) применяются
свинцовые пластинки, укрепляемые с внутренней стороны кар-
тушки.
93
Для более точной динамической балансировки (регулировки)
прибора служат гайки 16, установленные на специальных нарез-
ных винтах, смонтированных на внутренней рамке. Подшипники
ротора (рис. 86) уста-
Рис. 86. Полукомпас. Вид сверху. Корпус
и ротор разрезаны:
1 — ротор; 2 — внутренняя рамка; 3 — наружная рама;
7 — картушка; 9 — установочная ручка; 15 — грузик;
16 — регулировочная гайка; 17 — пробка подшипника
ротора
новлены в специальных
пробках 17. В каждой
пробке помещены 4 спи-
ральные пружины, задача
которых —сохранить по-
стоянное трение в под-
шипниках ротора неза-
висимо от температуры.
Весь механизм полу-
компаса смонтирован
в алюминиевом корпусе
Рис. 87. Механизм полуком-
паса. Общий вид. Снята
задняя крышка корпуса
(рис. 87). Сзади корпус закрывается крышкой, а спереди сте-
клом. Корпус должен быть достаточно герметичным.
Вес полукомпаса с трубкой Вентури — около 2 000 г.
4.	Ошибки полукомпаса
Полукомпас имеет следующие ошибки, зависящие от прин-
ципа его действия.
1.	Ошибка от изменения широты. Выше мы говорили, что
кажущееся вращение гироскопа относительно оси ZZ мы можем
компенсировать смещением центра тяжести гироскопа по оси YY.
В теории гироскопа мы также говорили, что скорость кажу-
щегося движения относительно оси ZZ зависит от широты
места и увеличивается с увеличением последней. Регулировка
гироскопов на устойчивость производится опытным путем.
Предположим, что мы отрегулировали полукомпас для ши-
роты Москвы, а пользуемся им в месте, расположенном север-
94
нее, т. е. на большей широте. При прочих равных условиях
скорость прецессии из-за смещения центра тяжести гироскопа
останется прежней, скорость кажущегося движения увеличи-
вается; так как в северных широтах кажущееся движение
направлено по часовой стрелке, то при пользовании полукомпа-
сом создается впечатление разворота влево.
При изменении широты в сторону уменьшения будет созда-
ваться впечатление разворота вправо, так как скорость прецес-
сии будет больше скорости кажущегося движения.
Однако, беря крайние значения изменения широты для СССР
и принимая во внимание точность регулировки полукомпаса,
этой ошибкой можно пренебречь, так как она мало ощутима.
2.	Ошибка от изменения угловой скорости ротора. Известно,
что скорость прецессии при прочих равных условиях зависит
от угловой скорости ротора, и чем больше скорость, тем мед-
леннее прецессия, и наоборот. Смещая центр тяжести гироскопа,
мы получаем какой-то момент силы тяжести, создающий нужную
нам скорость прецессии, имея при этом угловую скорость ротора
нормальной (12 000 об/мин). Однако скорость вращения ротора
зависит от вакуума в корпусе прибора, а последний, как нам
известно, зависит от скорости самолета и плотности воздуха.
Отсюда ясно, что при изменении вакуума регулировка полу-
компаса нарушается и его устойчивость теряется. Указанное
обстоятельство заставляет стремиться во всех случаях сохранять
вакуум в корпусе прибора близким к нормальному, т. е. 90 мм
рт. ст.
3.	Ошибка от крена и виража. При виражах с большим
поперечным креном ось вертикальной рамки гироскопа накло-
няется на угол, равный абсолютному крену самолета.
Это обстоятельство вызывает ошибку в показаниях полу-
компаса. Не вдаваясь в сложную теорию данной ошибки, ука-
жем, что при воздушной скорости самолета в 130 км и абсо-
лютном крене в 30° ошибка эта на вираже может достигнуть
4°. Кроме того, крен самолета изменяет положение рамок, а тем
самым и положение сопла относительно ротора. В этом случае
струя воздуха из сопла, ударяясь в реборду, вызывает не только
момент относительно оси ZZ, но также и момент относительно
оси YY, а этот последний, как известно, должен вызвать пре-
цессию относительно оси ZZ, т. е. изменение показаний полуком-
паса.
5.	Испытания полукомпаса
Перед установкой на самолет вновь полученного полуком-
паса или в том случае, когда со стороны летчика поступила
жалоба на плохую работу прибора, полукомпас необходимо
испытать.
Для испытания полукомпаса необходимо иметь приспособле-
ние такое же, как и для испытания авиагоризонта, т. е. под-
ставку под прибор, вакуумнасос и ртутный манометр. Порядок
испытания следующий:
95
1.	Полукомпас устанавливается на подставке в горизонталь-
ном положении и при помощи шланга соединяется с насосом
и манометром (манометр нужно присоединить как можно ближе
к корпусу прибора).
2.	Постепенно создается вакуум до тех пор, пока манометр
не покажет 89—90 мм. После этого необходимо вдвинуть уста-
новочную ручку и повернуть шкалу на 360° несколько раз
в обоих направлениях. Это необходимо для устранения возмож-
ности заедания подшипника вертикальной оси гироскопа вслед-
ствие того, что он находился в одном и том же положении во
время хранения на складе и перевозки.
3.	Затем дать прибору возможность работать минимум
в течение 10 минут, причем безразлично, в каком положении
будет находиться установочная ручка.
4.	После этого включить установочную ручку и поставить
нулевое деление против курсовой черты.
5.	Дать прибору работать в течение 15 минут, контролируя
время по секундомеру. В конце 15-й минуты сделать отсчет по
курсовой черте и определить сдвиг картушки в градусах и его
направление (положительное или отрицательное). Результат
записать, как указано в приведенном ниже примере.
Повторить это испытание для всех главных курсов, т. е.
для 0, 90, 180 и 270°. Сдвиг за 15 минут не должен превы-
шать 3°.
Следует заметить, что проверяются только главные напра-
вления (курсы).
Пример.	Курс Сдвиг за
15 минут
0°	—2,5°
90°	+	3,0°
180°	—	3,0°
270°	+	2,0°
6.	После испытаний следует заполнить бланк-отчет по про-
верке полукомпаса и приложить его к формуляру прибора.
7.	Для того чтобы данные испытаний были стандартными
по условиям, во время испытаний важно следить за вакуумом,
не допуская отклонений его от 89—90° и колебаний больше
чем на 3 мм.
8.	После проведения испытаний при положительных резуль-
татах полукомпас годен к установке на самолет.
Как видно из вышеизложенного, годность полукомпаса опре-
деляется устойчивостью его гироскопа. Если гироскоп устойчив
в пределах норм, он годен; если же устойчивость его ниже нормы,
то прибор должен быть направлен в регулировку и ремонт.
6.	Разборка, сборка и регулировка полукомпаса
Если при испытаниях полукомпаса, указанных в предыдущем
разделе, работа его оказалась неудовлетворительной (сдвиг кар-
тушки превышал установленные нормы или прибор вовсе не
96
работал), нужно предполагать, что в системе прибора произошли
какие-то изменения. Если неисправность прибора выражается
только в недопустимо большом сдвиге картушки, причем этот
сдвиг происходит на данном курсе в одну и ту же сторону,
медленно и приблизительно равномерно, нужно, не разбирая
прибора полностью, ограничиться регулировкой его. В случае
же быстрого и различного по направлению на данном курсе
сдвига картушки или полного отказа прибора надо предполагать
следующие причины неисправности:
1)	загрязнение подшипников или инжектора;
2)	изнашивание подшипников и появление недопустимых
люфтов;
3)	повреждение деталей подшипников (шариков, центров).
Эти причины требуют: полной разборки прибора, замены
поврежденных деталей новыми, чистки и промывки, сборки
и балансировки, а по выполнении этого — регулировки.
Для выполнения этих работ необходимо иметь запасные
детали прибора, а также установку для его балансировки.
Кроме того, надо соблюдать строгую последовательность
в разборке, сборке и балансировке, так как в противном случае
весьма вероятна поломка прибора. Ниже мы приводим инструк-
цию по разборке полукомпаса, которой следует строго при-
держиваться (см. стр. 98).
Разборку узла корпуса производить только в случае необ-
ходимости чистки его деталей.
После разборки произвести тщательный осмотр шарикопод-
шипников, центров и концов оси ротора.
В случае обнаружения забоин, следов ржавчины или же
потемнения на поверхности центров, шариков и концах оси
ротора поврежденные детали заменяются новыми с весьма
строгим сохранением размеров (шарики калибруются с точностью
до 0,001 мм).
При отсутствии запасных центров и наличии приспособле-
ния для шлифовки потемневшие центры могут быть отшли-
фованы.
После тщательной проверки и замены деталей следует
произвести промывку и чистку прибора. Промывка деталей
подшипников производится в чистом грозненском бензине.
Протирать детали подшипника можно только ирисовой бу-
магой.
Промыть грозненским бензином инжектор и, продув его
воздухом, убедиться в полной чистоте воздухопровода.
Промытые и вычищенные детали шариковых подшипников
нужно тщательно сохранять от загрязнения, так как малейшая
пылинка, попавшая в подшипник, может вызвать большие не-
приятности в работе прибора. Также нужно беречь шарики и
центры от прикосновения рук, что может вызвать на поверхно-
сти потемнение и ржавчину (сыпь).
Непосредственно перед сборкой шарики смазываются маслом
МВП (2—3 капли на подшипник).
7—Авиационные приборы.	97
Инструкция по разборке полу компаса
№ по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, приспособления н материал
1	Вскрыть прибор	Отвернув 8 винтов задней крышки, снять крышку.	Отвертка. Ча- совая отвертка.
2	Снять фланец. Вынуть меха- низм нз корпуса	а)	Освободив гайку центрального винта, освободить центр. б)	Отвернув 4 винта фланца, по- вернуть прибор в нормальное поло- жение. Снять фланец, следя за тем, чтобы не утерять упорного шарика. Вывернуть центр. Вынуть механизм из корпуса. Снять стопорное кольцо.	Отвертка. Ключ. Часовая отвертка.
3	Снять шкалу	Поставить механизм во фланец. Отвернуть 4 винта. Снять шкалу.	Часовая от- вертка.
4	Снять гироско- пический узел	Освободив коитровые вииты, вы- вернуть центр (один из центров до конца не вывинчивать). Снять гиро- скопический узел.	Отвертка.
5	Снять стопор- ный рычаг	Отвернув контровый винт и вы- толкнув ось стопорного рычага, снять рычаг.	Отвертка.
6	Снять азиму- тальную шесте- ренку	Отвернув 4 винта, снять шесте- ренку (у приборов фирмы Сперри азимутальная шестеренка ие сни- мается).	Отвертка.
7	Снять инжектор	Отвернув винт стойки инжектора, снять инжектор.	Отвертка.
8	Разобрать гиро- скопический узел Z	а)	Освободив коитровый винт, отвернуть пробку. б)	Произведя осмотр, поставить пробку на место. в)	Освободив второй контровый винт, вывернуть пробку. г)	Вынуть ротор.	Отвертка.
9	Разобрать узел корпуса	а)	Вытолкнуть шпильку на ручке, снять ручку. б)	Отвернув 2 винта с лицевой части корпуса, снять кронштейн с ВИЛКОЙ.	Выколотка. Ча- совой молоток. Отвертка.
После того как все детали прибора проверены и тщательно
вычищены, можно приступить к сборке и балансировке при-
бора.
Эту работу ведут, по следующей инструкции.
98
Инструкция по сборке и балансировке полукомпаса
№ по пор.	Порядок работы	В ы п о	лнение работы	Инструмент, приспособления н материал
1	Собрать гиро- скопический уаел	а)	Поставить ротор в рамку, при этом рамку держать так, чтобы ба- лансировочный винт был впереди внизу, а лунки ротора смотрели бы па собирающего. б)	Поставить пробки так, чтобы центр лунок лежал на оси YY. в)	Подобрать люфт.		Отвертка.
2	Отбалансиро- вать гироскопи ческнй узел	а)	Поставить гироскопический узел в балансировочный станок и отбалансировать его. б)	Законтрить пробки. в)	Проверить на трение в осях ротора, для чего дать воздух под давлением 90 мм рт. ст. в течение 3 минут, затем доступ воздуха пре- кратить. Вращение ротора по инер- ции должно быть от 8 до 12 минут.		Балансировоч- ный станок (рис. 88). От- вертка. Свинец.
			Г 9	
		\ я		
	Рис. 88. Балансировочный станок для балансировки гироскопического узла полукомпаса и указателя по- ворота.			
3	Собрать узел знешней рамы: а) поставить инжектор б) поставить шестеренку в) поставить стопорный рычаг	Инжектор поставить на свинцовый глед. Полуотверстие инжектора должно стоять против центрового винта. Это достигается регулировоч- ным винтом инжектора. Поставить шестеренку на раму, привернуть винты. Поставить рычаг на свое место, укрепить его ось винтом.		Отвертка. Ча- совая отвертка. Отвертка. Отвертка.
4	Поставить гиро- скопический узел	При установке обратить внимание на то, чтобы струя воздуха, идущая из сопел, шла на разгон ротора. По- ставить шкалу. Цифра 9 должна стоять со стороны инжектора.		
5	Отбалансиро- вать кардано- вый узел с гиро- скопическим узлом	Поставить механизм в балансиро- вочный станок и произвести балан- сировку.		Балансировоч- ный станок (рис. 89). От- вертка. Нож. Свинец.
7*
99
Продолжение
№
по пор.
Порядок
работы
Выполнение работы
Инструмент,
приспособления
н материал
Собрать узел
корпуса
Отвертка.
а) Поставить кронштейн с вилкой,
укрепить винтами.
б) Поставить ручку и заштифто-
вать ее.
Рис. 89. Балансировочный станок для
полукомпаса и гиромагнитного
компаса
7	Вставить меха-	а) Вдавив ручку и надев на вер-	Отвертка.
	низм корпуса	тикальную рамку азимутальное кольцо, поставить механизм в кор- пус. б) Поставить фланец, привернув его винтами. в) Поставить центровый винт и подобрать люфт—законтрить его.	Ключ.
Не закрывая задней крышки прибора, приступают к регули-
ровке. Необходимо заметить, что при регулировке узлов при-
бора регулировочные гайки (горизонтальная и вертикальная)
должны быть поставлены в среднее положение, причем при
балансировке пользоваться ими ни в коем случае нельзя.
Регулировку прибора производят на^устаповке, приведенной
на рис. 90. Эта установка должна допускать наклон корпуса
прибора на 15° в обе стороны. Регулировка, как правило, про-
изводится при питании прибора воздухом через фланец в ниж-
ней стенке корпуса. К этому месту прикрепляется специальный
100
штуцер, через который и подается воздух иод давлением 90 мм
рт. ст.
Выполнять регулировку следует по следующей инструкции:
Инструкция по регулировке полукомпаса
№ во пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, приспособления и материал
1	Установить по- лукомпас	Поставить прибор на проверочную установку. Вдавить ручку и дать воздух под давлением 90 мм. Раз- гон в течение 3 минут.	Установка (см. рис. 90).
2	Регулировка на смещение центра тяжести • на оси ротора	Установить прибор на 0°, освобо- див ручку, выждать 15 минут и определить уход картушки. Уход не должен быть более 2,5—3°. Если гироскоп, прецессируя, уво- дит картушку слева направо, то мо- мент неуравновешенности приложен со стороны „180°“ на внутренней рамке. Регулировка производится гайкой со стороны „180°“. В этом случае гайку необходимо подвернуть. Если гироскоп, прецессируя, уво- дит картушку справа налево, то гайку необходимо отвернуть.	Ключ.
4	Регулировка маятников (верхнего и ниж- него)	Поставить ГПК на курс 90° и дать наклон влево на 15°. Нормально отрегулированный при- бор в течение 10 минут не должен уйти более чем на 4°. Если при наклоне влево гироскоп, прецессируя, уводит картушку слева направо, то маятник верхний, если же справа налево, то маятник ниж- ний. Регулировка маятников произво- дится вертикальным балансировоч- ным винтом внутренней рамы (со стороны „270°“). Верхний маятник уничтожается опусканием гайки вниз (отвернуть гайку), нижний маятник—приподни- манием ее вверх (завернуть гайку).	Ключ. Часы.
Если прибор не поддается регулировке, т. е. перемещение
регулировчных гаек не дает нужного результата, то это гово-
рит о недостатках чистки и балансировки прибора. В этом
случае прибор необходимо разобрать и всю работу проделать
вновь.
После того как прибор будет подрегулирован под нужные
показания, закрывают заднюю крышку и испытывают прибор,
как это описано в разделе „Испытание полукомпаса". Нужно
101
заметить, что и испытания прибора
давлением вместо вакуума; однако, в
предусмотреть фильтр для очистки
можно производить под
этом случае необходимо
воздуха, подаваемого на
Рис. 90. Станок для регулировки
полукомпаса
прибор, так как без этого прибор очень скоро загрязнится.
Кроме того, при таких испытаниях необходимо, чтобы корпус
был сообщен с атмосферой (штуцер открыт), так как в против-
ном случае произойдет поломка стекла.
7.	Пользование полукомпасом в полете
В том случае, если трубка Вентури установлена в струе
винта, полукомпасом можно пользоваться для сохранения пря-
мой еще и на взлете.
При пользовании полукомпасом необходимо выдвинуть уста-
новдфную ручку на себя.
При полете по курсу, после того как самолет установлен
на курс, надо вдвинуть установочную ручку и поворачивать
картушку до тех пор, пока против курсовой черты не встанет
деление, соответствующее компасному курсу.
После этого установочная ручка выдвигается, и самолет
в течение 15—20 минут ведется по полукомпасу. Через 15—
102
20 минут полета надо посмотреть на магнитный компас, и если
его показания не соответствуют расчетному курсу, вновь уста-
новить нужный курс по магнитному компасу и полукомпасу.
При помощи полукомпаса можно производить развороты на
любое количество градусов с точностью до 1°. При этом необ-
ходимо помнить, что глубокие продолжительные виражи могут
вызвать неточность в работе полукомпаса.
При совершении фигурных полетов, а также при посадке
и рулении необходимо вдвигать установочную ручку; это пре-
дохраняет прибор от преждевременной порчи.
Полукомпас допускает продольные и поперечные крены не
более 55°. Если они были превышены, то необходимо вдвинуть
установочную ручку и вновь установить нужные показания.
ГЛАВА VI
ГИРОМАГНИТНЫЙ КОМПАС (ГМК)
1.	Назначение и принцип устройства гиромагнитного
компаса
В предыдущей главе мы кратко останавливались на недо-
статках простых магнитных компасов и установили, что при
наличии полукомпаса ведение самолета по курсу значительно
облегчается. Однако полукомпас недостаточно удобен из-за
смещения его картушки и необходимости периодически прове-
рять его показания по магнитному компасу.
Кроме того, наличие полукомпаса не исключает необходи-
мости установки на самолете магнитного компаса.
Указанные причины заставили искать более удачного реше-
ния вопроса в конструировании прибора, являющегося комби-
нацией магнитной системы и гироскопа.
Таким прибором и является гиромагнитный компас или, со-
кращенно, ГМК.
Этот прибор предназначается:
1)	для определения курса;
2)	для выдерживания курса в любых условиях полета;
3)	для производства разворотов на заданное число градусов.
Гиромагнитный компас является путевым компасом, т. е.
компасом летчика, и может быть использован на самолете лю-
бого типа и назначения.
Гиромагнитный компас построен на принципе взаимодей-
ствия гироскопа с тремя степенями свободы и магнитной
стрелки.
Это взаимодействие выражается в том, что магнитная стрелка,
располагаясь в плоскости магнитного (компасного) меридиана,
удерживает ось гироскопа в указанной плоскости, а гироскоп
уничтожает все недостатки, свойственные магнитной стрелке,
при применении ее на самолете.
Для уяснения принципа действия ГМК рассмотрим его прин-
ципиальную схему (рис. 91).
104
Ротор 1, имеющий горизонтально расположенную ось, за-
ключен в герметичный кожух 2.
При отсасывании воздуха из корпуса прибора 3 трубкой
Вентури (или помпой) поступающий извне воздух проходит
в кожух и приводит ротор в движение. В верхней части ко-
жуха ротора помещена магнитная система, состоящая из двух
параллельных магнитов 4, на оси которых эксцентрично укре-
плен диск 5. Из кожуха ротора воздух проходит в две пары
сопел 6, между которыми помещен эксцентрический диск магнит-
ной системы. Верхняя пара сопел соединена с пневматическим
Рис. 91. Принципиальная схема гиромагнитного компаса:
1 — ротор; 2 — кожух ротора; 3 — корпус прибора; 4 — магниты; 5 — диск; 6 — сопла;
7 — пневматическое реле; 8 — мембрана реле; 9 — стержень; 10 — двухсторонняя заслонка;
11 — камера; 12 — маятниковые заслонки
реле, состоящим из камеры 7 и мембраны 8. К одной из сте-
нок мембраны прикреплен жесткий стержень 9, соединенный
с двухсторонней заслонкой 10. Эта заслонка прикрывает от-
верстия в камере 11, в которую также подается воздух из ко-
жуха прибора. В боковых стенках камеры 11 сделаны два круг-
лых отверстия, закрываемых заслонками 12, сидящими на одной
оси с противовесом.
Воздух, поступающий в камеру 11, выходит из нее в четы-
рех направлениях через отверстия, перекрываемые заслон-
ками 10 и 12.
Выходящие из этих отверстий струйки создают реактивные
моменты, которые при равенстве противоположных струек
равны и обратны по направлению. Равенство реактивных мо-
ментов имеет место только в том случае, если противополож-
ные отверстия камеры 11 равно перекрыты заслонками 10 и 12,
а это возможно только в том случае, когда ось ротора гори-
зонтальна и параллельна магнитной системе, т. е. находится
в плоскости магнитного меридиана.
При отклонении оси ротора от плоскости магнитного мери-
диана поворачивается его кожух, а вместе с кожухом сопла 6.
Магнитная система и эксцентрический диск остаются в прежнем
положении, и, таким образом, сопла смещаются относительно
диска (рис. 92).
В результате смещения сопел одно из нижних выходит из-
под диска, а другое, наоборот, заходит под диск. В одно из
верхних сопел воз-
духа попадает боль-
ше, чем в другое,
и в пневматическом
реле возникает раз-
ность давлений в ка-
мере и мембране.
Мембрана дефор-
мируется и переме-
щает при помощи
стержня 9 двухсто-
роннюю заслонку 10,
которая, сместив-
шись, нарушает ра-
венство перекрытия
отверстий камеры
11, отчего возникает
Рис. 92. Отклонение сопел в результате смеще-
ния оси ротора XX от направления магнитной
системы	•
некоторый реактив-
ный момент, дей-
ствующий относи-
тельно оси YY, а
следовательно, вызывающий прецессию ротора относительно
оси ZZ.	»
Направление вращения ротора, а также направление возни-
кающего реактивного момента подбираются таким образом,
чтобы направление возникающей прецессии было обратным на-
правлению смещения ротора. Таким образом удается получить
устойчивость оси ротора в плоскости магнитного (компасного)
меридиана с точностью до 0,5°.
В полете магнитная система будет совершать некоторые ко-
лебания, однако эти колебания не будут передаваться на ги-
роскоп, так как период колебаний магнитной системы весьма
мал, а скорость прецессии ротора не превышает 15° в минуту.
Для обеспечения горизонтальности оси гироскопа, а также
магнитной системы, прибор имеет специальную маятниковую
106
коррекцию. Эта коррекция осуществляется двумя маятнико-
выми заслонками 72 (см. рис. 91). При горизонтальном поло-
жении всей системы отверстия в камере 77 равно перекрыты за-
слонками 72.
Если в результате каких-либо возмущающих причин ось
ротора отойдет от плоскости горизонта, то отверстия изменят
свое положение относительно заслонок, так что одно выйдет
из-под заслонки, а другое зайдет под нее. Неравномерность
перекрытия отверстий вызовет некоторый реактивный момент
относительно оси ZZ ротора, а следовательно, прецессию отно-
сительно оси YY.
Направление реактивного момента подбирается с таким рас-
четом, чтобы направление прецессии было обратным направле-
нию смещения оси ротора. Таким образом достигается удер-
живание оси ротора, а вместе с ней всей системы прибора в го-
ризонтальном положении. Колебания маятниковых заслонок,
неизбежные в полете, не вызывают колебаний гироскопа по тем
же причинам, что и колебания магнитной системы.
2.	Описание гиромагнитного компаса
Общий вид ГМК (спереди) показан на рис. 93. Механизм
прибора помещен в алюминиевый корпус 7. В передней части
корпуса прорезано круглое окно, в котором помещена круглая
металлическая пластина
с двумя вырезами. Один
из этих вырезов симме-
трично разделен курсо-
вой чертой 2, которая
проектируется на верти-
кальную картушку меха-
низма прибора. Другой
вырез сделан для того,
чтобы было видно шкалу
отметчика курса 3. От-
метчик курса состоит из
азимутального круга, ко-
торый может переме-
щаться при помощи кре-
мальеры 4. Отметчик
курса служит для от-
метки курса, с которым
следует выполнять по-
лет.
Под окном помещен
указатель скольжения,
привинчиваемый к кор-
пусу прибора двумя винтами. На верхнюю стенку корпуса ГМК
помещен механический девиационный прибор, служащий для
уменьшения девиации, возникающей от магнетизма самолета.
107
Рис. 93. Общий вид гиромагнитного
компаса:
1 — корпус; 2 — курсовая черта; 3 — шкала отметчика
курса; 4 — кремальера; 5 — штуцер для присоединения
к источнику вакуума
Корпус прибора имеет штуцер 5 для присоединения трубо-
провода от трубки Вентури.
Внутреннее устройство прибора показано на рис. 94, 95 и 96.
Наружное кольцо гироскопа имеет вид рамы 1, изготовленной
из алюминия. Рама установлена на двух подшипниках, один из
которых—нижний—помещен во фланец, привинчиваемый к ниж-
ней стенке корпуса прибора.
Рама опирается на опорный шарик подшипника стальным
центром 3, запрессованным в ее нижнюю часть. Этот центр
Рис. 94. Поперечный разрез корпуса ГМК:
1 — наружная рама; 2 — фланец; 3 — ннжний (упорный) центр рамы; 4 — воздухо-
провод рамы; 5 — верхний шариковый подшипник рамы; 6 — верхний центр рамы;
7 — картушка; 8 — кожух ротора; 9 — пробка рамьц 10 — центр кожуха ротора:
11 — центр наружной рамы; 12 — магниты; 13 — державка; 24 — ротор.
имеет каналы для прохода воздуха, сообщенные с воздухопро-
водом 4 рамы. Верхний шариковый подшипник 5 запрессован
в верхнюю часть рамы. Этот подшипник имеет шарики диа-
метром 2 мм.
В подшипник входит центр 6, ввинчиваемый в верхнюю
стенку корпуса прибора и контрящийся при помощи контр-
108
гайки. Этот центр изготовляется из латуни, и только рабочая
его часть (опирающаяся на шарики) стальная.
На раму надета картушка компаса 7, изготовленная из ла-
тунной ленты.
Картушка имеет деления от 0 до 360° с оцифровкой через
30° и ценой деления 5°. Картушка выкрашена в черный цвет,
и все деления покрыты светящейся массой.
В раму установлен кожух ротора 8, который имеет возможность
вращаться относительно горизонтальной оси на двух подшип-
никах.
Рис. 95. Продольный разрез корпуса ГМК:
2—фланец; 3— нижний (опорный) центр рамы; 72 — магниты; 16—пневма-
тическое реле; 77—камера реле; 18 — резиновая мембрана; 19— двухсто-
ронняя заслонка; 20 — кольцевая полость; 21 — канал для воздуха; 24 — ро-
тор; 25 — подвижный подшипник ротора; 26 — штифты; 27 — упорное коль-
цо; 28 — стекло; 29 — пружинящее кольцо; 32 — задняя крышка.
Один из этих подшипников помещен в пробку рамы 9. В этот
подшипник входит стальной центр 10, запрессованный в стенку
кожуха.
Другой подшипник кожуха запрессован в его стенке и опи-
рается на стальной центр 11, ввинчиваемый в раму. Через пробку
и центр проходит воздух из воздухопровода рамы в кожух ротора
на разгонное сопло. На верхней крышке кожуха ротора устано-
влена магнитная система, состоящая из двух параллельных магни-
тов 12, скрепленных между собой державкой 13. Через дер-
109
жавку проходит стальная ось, концы которой заключены
в рубиновые подшипники. Нижний конец оси опирается на ко-
рундовую подушку. Несколько выше магнитов на ось наса-
жен эксцентрический диск 14, плоскость которого проходит
между двумя парами сопел. Нижние сопла проходят через
нижнее основание магнитной системы и сообщены с внутрен-
ней полостью кожуха ротора. Верхние сопла проходят через
верхнее основание магнитной системы и соединяются резино-
выми трубками 15 с пневматическим реле 16. Реле состоит из
герметичной камеры 17, в которой помещена резиновая мем-
брана 18. К стенке резиновой мембраны прикреплен стержень,
Рис. 96. Разрез корпуса ГМК. Вид сверху:
7 — картушка; 14 — эксцентрический диск; 15 — резиновые трубки;
22 — маятниковые заслонки; 23 — противовес маятниковых заслонок;
30 — азимутальный круг отметчика курса; 31 — ручка отметчика
курса (кремальера).
соединенный с двухсторонней заслонкой 19. В корпусе реле
имеется кольцевая полость 20, соединенная каналом 21 с по-
лостью кожуха ротора.
Из кольцевой полости воздух может выходить струйками
в четырех направлениях через специальные отверстия. Два из
этих отверстий перекрываются двух£торонней заслонкой 19, а
два других—маятниковыми заслонками 22. На оси маятниковых
заслонок помещен противовес 23.
Ротор 24 имеет стальную ось, которая установлена
на двух шариковых подшипниках. Подшипники эти имеют сфери-
ческую форму и снабжены шариками диаметром 2 мм. Один
из подшипников 25 может перемещаться вдоль оси для регу-
лировки люфта. С обеих сторон кожуха ротора имеются штиф-
ты 26, не допускающие совмещения оси ротора с осью рамы,
но
Это совмещение может произойти при выполнении самолетом
фигур высшего пилотажа. Если такое совмещение произойдет,
то ГМК на длительный срок выйдет из строя, т. е. не будет
давать правильных показаний.
Штифты 26 предохраняют оси от совмещения следующим
образом. При совершении фигур штифты упираются в кольцо 27
и не допускают тем самым совмещения осей.
Окно в передней части прибора закрыто стеклом 28. Для
герметичности стекло установлено на невысыхающую замазку
й зажато пружинящим кольцом 29. К внутренней части окна
прикреплен азимутальный круг 30 отметчика курса.
Этот круг может быть поставлен в любое положение кре-
мальерой 31. Сзади корпус прибора закрывается крышкой 32,
укрепленной при помощи винтов. Для достижения герметично-
сти под крышку прокладывается ватманская бумага.
Работа прибора происходит согласно принципиальной схеме,
приведенной в предыдущем разделе (см. рис. 91). Прибор рабо-
Рис. 97. Трубка указателя скольжения ГМК
тает нормально при условии, если ротор имеет около 12 000 об/мин,
в корпусе прибора поддерживается вакуум 80 мм рт. ст.
и через прибор проходит 70 л воздуха в минуту.
Через фланец проходят каналы для доступа воздуха, пода-
ваемого на разгон ротора. В нижней части фланца поме-
щен сетчатый фильтр, служащий для очистки воздуха от
пыли.
Указатель скольжения изготовлен из изогнутой стеклянной
трубки (рис. 97). Наружный диаметр трубки—14 мм, внутренний
диаметр—12 мм. Радиус изгиба трубки может быть 200 мм или
J50 мм, в зависимости от того, на какой самолет данный при-
бор устанавливается.
Если ГМК предназначен для легкого самолета, то указатель
скольжения требуется менее чувствительный, т. е. с трубкой,
изогнутой по дуге радиусом 200 мм.
Если же ГМК предназначен для тяжелого самолета, то сле-
дует применять более чувствительный указатель скольжения,
т. е. с трубкой радиусом 750 мм.
111
Указатель скольжения помещен в бакелитовый корпус
(рис. 98), который привинчивается на лицевую стенку ГМК
двумя винтами.	j
Девиационный прибор ГМК является механическим девиа-
ционным прибором с постоянными неподвижными магнитами
и подвижным экраном.
Общий вид девиационного прибора показан на рис. 99.
Сверху прибор закрыт алюминиевым кожухом 1, к которому
Рис. 98. Корпус указателя скольжения ГМК
привинчивается колодка девиационного прибора 2, сделанная
из бакелита.
На рис. 100 показан девиационный прибор со снятым кожу-
хом. Четыре одинаковых магнита расположены крестообразно,
причем их северные полюсы направлены к центру.
На рис. 101 показан девиационный прибор снизу (алюминие-
вая крышка снята). Пластинка 1 мягкого (трансформаторного)
Рис. 99. Девиационный прибор.
Общий вид
Магниты
Рис. 100. Девиационный прибор.
\ Кожух снят
железа может перемещаться в двух направлениях при помощи
винтов 2 и 3 и зубчатого приспособления 4. Пластинка служит
экраном между магнитами девиационного прибора и магнитной
системой ГМК.
Нейтральным положением экрана считается среднее его
положение, т. е. такое, когда все четыре северных полюса
магнитов равно перекрыты экраном. Вращением верхнего винта 2
112
экран перемещается вдоль оси симметрии прибора и создает
продольное магнитное поле. Вращением нижнего винта 3 экран
перемещается перпендикулярно к оси симметрии прибора и
создает поперечное магнитное поле.
Верхним винтом действуют при уничто-
жении девиации на курсах 90 и 270°,
и поэтому на головке винта имеется
надпись Е—W. Нижним винтом дей-
ствуют при уничтожении девиации на
курсах 0 и 180°, на головке винта
поэтому написано 7V—S.
Трубка Вентури для ГМК такого же
типа, как и для авиагоризонта.
Кроме перечисленных деталей, к ГМК
прилагаются:
1)	редукционный клапан;
2)	стандартное гибкое соединение;
3)	алюминиевый трубопровод диа-
метром 8X10 мм-,
Рис. 101. Девиационный
прибор. Вид снизу. Крышка
снята:
1 — железный экран; 2 и 3 — вин-
ты; 4 — зубчатое приспособление
4)	латунная отвертка;
5)	болты для крепления прибора и трубки Вентури.
Прибор должен быть упакован в гофрированной бумажной
коробке.
Вес ГМК—около 1 850 г.
3.	Испытания гиромагнитного компаса
Испытания гиромагнитного компаса производятся для того,
чтобы определить пригодность прибора для эксплоатации на
самолете. Испытания следует производить после получения
прибора со склада, а также в случае жалоб летного состава
на неудовлетворительную работу его, после того как точно
установлено, что причина не в дефектах монтажа. Для испыта-
ний ГМК необходимо иметь специальную установку (рис. 102).
Эта установка состоит из горизонтального лимба, разделен-
ного на 360°, на котором установлена поворотная подставка
для прибора.
Кроме установки, необходимо иметь какой-либо источник
вакуума, а также ртутный манометр или вакуумметр для контроля
за вакуумом.
Испытания следует начинать с проверки герметичности кор-
пуса прибора. Для этого входное отверстие в нижней стенке
корпуса герметически закрывается, и к штуцеру прибора при-
соединяется резиновый шланг. Этот шланг через тройник дол-
жен быть соединен с водяным манометром и источником
вакуума. В корпусе прибора создается разрежение (вакуум)
в 500 мм вод. ст., после чего шланг зажимается. В момент за-
жатия шланга пускается секундомер. Корпус считается доста-
точно герметичным, если время прихода манометра к нулю не
будет меньше 20 секунд.
8—Авиационные приборы.	113
Установка должна быть расположена таким образом, чтобы
диаметр лимба 0—180° совпадал с плоскостью магнитного
меридиана. Кроме того, необходимо убедиться, что вблизи
прибора, а также в карманах испытателя нет железных и сталь-
ных предметов. Девиационный прибор надо снять.
1.	Испытание на установку по меридиану. Вклю-
чить источник вакуума и, установив по манометру вакуум
в 80 мм рт. ст., выждать
3—5 минут, чтобы дать воз-
можность ротору набрать
необходимые обороты. По-
вернуть установку на курс 0°
и наблюдать за поведением
картушки до тех пор, пока она
окончательно установится.
Курсовая черта должна проек-
тироваться на делении 0° с до-
пуском ± 3°.
2.	Определение вре-
мени вращения ротора
по инерции. Выключить
источник вакуума и заметить
момент выключения. Заме-
тить по часам время враще-
ния ротора по инерции. Это
время не должно быть меньше
10 минут. Приложить ухо
к корпусу прибора и слу-
шать шум вращающегося ро-
тора.
Остановка ротора опреде-
ляется по прекращению шума.
Если время вращения ротора
по инерции меньше допусти-
мой величины, то это свиде-
тельствует о том, что ротор
не набирает необходимого
количества оборотов.
3.	Проверка на за-
стой. Вновь включить ис-
точник вакуума и дать ро-
тору набрать обороты. Убе-
дившись, что картушка при-
Рис. 102. Установка для испытаний бора пришла в плоскость маг-
гмк	нитного меридиана, повернуть
прибор на курс 0°. При по-
мощи небольшого магнита отклонить картушку на 5° и быстро
убрать магнит. Проверить, вернется ли картушка к прежнему
курсу. Угол недохода картушки к первоначальному положе-
нию называется застоем. Допустимая величина застоя 2= 2°.
114
Испытания следует проделать несколько раз, меняя направле-
ние отклонения.
Застой, превышающий допуск, свидетельствует об излишне
большом трении в подшипниках рамки, а также в подшипниках
магнитной системы.
4.	Проверка скорости прецессии. Установить при-
бор на курс 0°. Действуя магнитом, отклонить картушку на
30° в ту или другую сторону и, убрав магнит, включить секун-
домер.
В момент возвращения картушки к прежнему положению
с допуском на застой секундомер остановить. Время возвраще-
ния картушки должно лежать в пределах 2—3 минут, т. е. ско-
рость прецессии должна быть 15—10° в минуту.
Излишне большая скорость прецессии может возникнуть
из-за недостаточно быстрого вращения ротора.
5.	Проверка собственной девиации прибора.
Установка последовательно поворачивается на курсы 0, 90, 180
и 270°. После выдержки на каждом курсе в 2 минуты производится
отсчет курса по курсовой черте и картушке. Разность отсчетов
по лимбу установки и по картушке дает величину собственной
девиации прибора с соответствующим знаком. Допустимая вели-
чина девиации ±z2°. Большая величина девиации свидетельствует
о недостатках регулировки прибора.
Аналогичная проверка производится при продольном крене
прибора в 20° (вперед и назад). Прибор наклоняется на 20°,
после чего быстрым движением подставки устанавливается на
четыре главных курса (0, 90, 180 и 270°).
После выдержки в 2 минуты на каждом курсе производится
определение девиации. Девиация не должна превышать ± 5°.
6.	Проверка на уход при крене 90°. Прибор устана-
вливается на курс 0°. Дается наклон вперед на 90°. По истече-
нии 15 секунд определяется уход картушки от курса 0°.
После этого прибор возвращается в горизонтальное поло-
жение, и по возвращении картушки к курсу 0° вновь делается
наклон, но уже назад, также на 90°. Тем же порядком опреде-
ляется уход картушки с курса 0°.
Уход картушки не должен превышать ± 35°.
7.	Проверка влияния на прибор колебаний
вакуума. Прибор устанавливается на один из главных курсов.
После этого дается вакуум 60 мм рт. ст. и по истечении неко-
торого времени (2—3 минуты) отсчитывается курс.
Затем та же операция производится при вакууме 100 мм
рт. ст.
Как в первом, так и во втором случае смещение картушки
не должно превышать ± 2°.
Если при испытаниях прибор показал положительные резуль-
таты по всем пунктам, то такой прибор годен для установки
на самолет. Причины плохой работы на самолете прибора, про-
шедшего испытания, заключаются в недостатках монтажа. Из
8*	-	115
этих причин основной надо считать недопустимую вибрацию
приборной доски. Исследования показали, что вибрция очень
вредно влияет на ГМК.
4.	Разборка, чистка, сборка и балансировка
гиромагнитного компаса
Если при испытаниях ГМК выяснилось, что при бар работает
плохо или совсем не работает, то, очевидно, в ме хгнизме при-
бора имеются неисправности. Неисправности ГМК могут быть
следующие:
1)	загрязнение подшипников прибора;
2)	изнашивание подшипников и появление недопустимых
люфтов;
3)	смещение эксцентрического диска магнитной системы;
4)	повреждение центров от вибрации и толчков;
5)	повреждение мембраны пневматического реле или трубо-
проводов от сопел магнитной системы к пневматическому реле;
6)	поломка оси магнитной системы и т. п.
При наличии трех первых причин прибор работает, но резуль-
таты проверки на застой, скорость прецессии и собственной
девиации выходят из допусков. При наличии последних трех
причин прибор вовсе отказывает в работе. Таким образом, уже
в процессе проверки можно определить степень повреждения
прибора.
Устранить приведенные здесь неисправности прибора можно
нри наличии соответствующих проверочных и балансировочных
приспособлений, запасных деталей, а также знания порядка
работ. Надо помнить, что все работы, связанные с разборкой
ГМК, хотя бы и частичной, требуют навыков и большой аккурат-
ности, так как в противном случае возможна поломка прибора.
Приведем инструкцию по разборке прибора, которой следует
строго придерживаться.
Инструкция по разборке ГМК
№ по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, приспособления н материал
1	Снять указатель скольжения	Отвернуть 2 винта, крепящие УС к корпусу ГМК, и снять его.	Отвертка малая.
2	Снять девиа- ционный прибор	Отвернуть 4 гайки, крепящие ко- жух девиационного прибора к кор- пусу ГМК, и отделить девиационный прибор.	Гаечный ключ малого размера.
3	Снять заднюю крышку прибора	Вывернуть 9 винтов задней крышки и отделить крышку. Не повредить бумажную прокладку.	Отвертка сред- няя.
116
Продолжение
№ по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, приспособления и материал
4	Снять фланец	Вывернуть 4 винта, крепящие фла-	Отвертка сред-
	нижнего под- шипника	нец. Придерживая левой рукой рамку механизма, отделить фланец от корпуса ГМК и снять его. Фла- нец нельзя переворачивать, чтобы не выронить упорный шарик.	няя.
5	Вывернуть	Прежде отвертывается контр-	Специальный
	верхний центр	гайка. Затем вывернуть центр.	ключ-отвертка.
6	Вынуть меха-	Повернуть механизм так, чтобы	
	низм иа корпуса	видеть деление картушки 0 или 180°. Наклонить верхнюю часть механизма к себе и осторожно вы- нуть механизм. Вынутый механизм поставить на фланец, положенный иа стол.	
7	Снять картушку	Отвернуть 2 винта картушки и спять ее. С картушкой следует обращаться осторожно, так как светящаяся масса, покрывающая деления, легко отстает.	Отвертка малая.
8	Снять гироско-	Освободить контргайку центра	Гаечный ключ.
	пический узел	гироскопического узла и вывернуть центр. Вывернуть 3 винта пробки. Осторожно вынуть пробку, не по- вредив бумажной прокладки. Вынуть гироскопический узел ив рамы.	Отвертка сред- няя.
9	Снять корпус	Вывернуть 6 винтов, крепящих	Средняя от-
	пневматичес- кого реле	корпус реле к кожуху ротора, и осторожно отделить корпус от ко- жуха. При снимании реле не повредить заслонок и резиновых трубок. Трубки следует отсоединить прежде всего.	вертка.
10	Снять крышку	Отсоединить резиновые трубки. Вывернуть 2 винта крышки. Снять крышку.	Малая часовая
	магнитной си- стемы		отвертка.
11	Снять магнит-	При помощи отвертки зафиксиро-	Часовая от-
	ную систему	вать положение магнитной системы относительно кожуха ротора, т. е. поставить риски. Вывернуть 2 винта, крепящих нижнее основание магнитной системы к кожуху ротора, и отделить маг- нитную систему.	вертка. Средняя отвертка.
12	Вынуть ротор	Вывернуть 5 винтов крышки ко- жуха ротора. Осторожно снять крышку. Не рассыпать шариков. Вынуть ротор.	
117
Приведенная здесь инструкция предусматривает почти пол-
ную разборку прибора. Однако не всегда имеет смысл разби-
рать прибор полностью. Например, если при испытаниях уста-
новлено, что вращение ротора происходит нормально, то это
говорит о том, что подшипники ротора находятся в хорошем
состоянии, а поэтому нет надобности вынимать ротор из кожуха.
Можно привести и обратный пример.
Если вращение ротора при испытании признано неудовле-
творительным, то следует в первую очередь вынуть его из
кожуха и осмотреть подшипник, не снимая реле и магнитной
системы.
После разборки прибора необходимо произвести промывку
и чистку подшипников и центров.
Способы этой работы аналогичны промывке и чистке дета-
лей АГ и ГПК.
Затем следует осмотр подшипников при помощи сильной
лупы для выявления повреждений и необходимости замены
деталей.
Производить разборку магнитной системы следует только
в том случае, если ясно видно, что движение ее чем-то затруд-
нено. В этом случае требуется разобрать магнитную систему,
осмотреть концы оси и вычистить подшипники.
При сборке магнитной системы надо помнить, что боль-
шая часть эксцентрического диска должна быть слева, если
смотреть на север, и сопла нижнего основания должны быть
под ней.
После чистки, осмотра и замены ответственных деталей
прибора следует приступить к сборке и балансировке. При сборке
и балансировке следует придерживаться следующей инструк-
ции.
Инструкция по сборке и балансировке ГМК
№ по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, приспособления и материал
1	Собрать кожух роторе	Собрать шарики в чашках. По- ставить ротор в кожух. Закрыть ко- жух крышкой и завернуть винты.	Отвёртка. Масло МВП.
2	Проверить врв- щение ротора	Дать в кожух воздух под давле- нием 60 мм рт. ст. в течение 5 ми- нут. Вращение ротора по инерции должно быть не менее 1.2 м и не более 22 м. Если время выходит из нормы, то, действуя подвижным подшипником ротора, достигнуть правильного люфта.	Сжатый воздух. Манометр. Часы. От- вертка.
3	Постевить маг- нитную систему	Поставить магнитную систему на кожух ротора по рискам и закрепить винтами.	
118
Продолжение
м по пор.	Порядок работы	Выполнение работы	Инструмент, приспособления и материал
4	Поставить кор- пус пневмвти- ческого реле	Поставить корпус реле па кожух ротора и закрепить винтами. Соединить штуцеры магнитной си- стемы и реле резиновыми трубками. Трубки ставить так, как показано на рис. 96.	
5	Постевить гиро- скопический узел в раму	Собрать подшипник и уплотни- тельное кольцо в пробке. Смазать маслом МВП замшевые прокладки в подшипниках. Поставить гироскопический узел в раму. Поставить пробку, следя за сов- падением воздушного канала. Завернуть центр и винты пробки.	Корцанги. От- вертка. Масло МВП.
6	Проверить бв- лансировку гироскопичес- кого узла	Гироскопический узел должен иметь небольшой ннжний маятник. При отклонении на 15—20° от вер- тикали гироскопический узел дол- жен возвращаться к прежнему поло- жению, но не переходить его. Люфт не должен ощущаться.	Отвертка. Сви- нец.
7	Надеть кар- тушку	При надевании картушки следить, чтобы цифра „18“ была со стороны реле. Завернуть 2 винта.	Отвертка.
8	Проверить ба- лансировку ме- ханизма (кар- данова подвеса]	Поставить механизм ГМК в балан- сировочный станок и добиться без- различного его равновесия.	Станок (см. рис. 89). Сви- нец.
9	Поставить ме- ханизм в кор- пус	Поставить механизм в корпус. Установить фланец и закрепить вин- тами. Завернуть верхний центр. Подобрать люфт и законтрить верхний центр.	Отвертка. Масло МВП.
10	Закрыть прибор	Поставить заднюю крышку и за- тянуть 9 винтов.	Отвертка.
11	Постевить ука- затель сколь- жения	Поставить указатель скольжения и заиернуть 2 винта.	Отвертка.
После сборки прибора необходимо провести испытания по
полной программе.
5.	Монтаж и эксплоатация ГМК на самолете
А. Монтаж
Монтаж ГМК на самолете производится в основном так же,
как и монтаж указателя поворота и авиагоризонта. Однако
при выборе места для ГМК приходится считаться с его девиа-
119
цией и стараться ставить прибор как можно дальше от вся-
кого рода ферромагнитных деталей самолета, а также электри-
ческих приборов. ГМК должен быть установлен на приборной
доске летчика (на многомоторных самолетах — левого летчика)
на уровне его глаз. Обычно место для ГМК предусматривается
схемой нормального оборудования самолета. Если на самолете
ранее был установлен полукомпас, то ГМК, как правило, уста-
навливается на его место.
Корпус прибора должен располагаться за приборной доской
и крепиться к ней при помощи четырех белтов, прилагаемых
к прибору. Разметка приборной доски для вырезов необходимых
при установке ГМК
отверстий приведена
на рис. 103.
Перед установ-
кой прибора указатель
скольжения снимается
и вновь устанавли-
вается после закрепле-
ния ГМК к приборной
доске.
Указатель скольже-
ния крепится к кор-
пусу ГМК через при-
борную доску вин-
тами, которые к нему
положены (рис. 104).
Основные правила
установки ГМК на при-
борной доске:
1)	плоскость сим-
метрии прибора, про-
ходящая через его
курсовую черту, дол-
жна быть параллельна
Рис. 103. Разметка отверстий для ГМК на при- плоскости симметрии
борной доске	самолета или совпа-
дать с ней;
2)	корпус прибора должен быть горизонтален при положении
самолета в линии полета;
3)	при горизонтальном положении самолета (без поперечных
кренов) шарик указателя скольжения должен занимать среднее
положение;
4)	прибор не должен испытывать вредных вибраций, для
чего приборная доска должна быть амортизирована.
При установке трубки Вентури и трубопровода следует
придерживаться правил, общих для всех гироскопических при-
боров.
Если установка ГМК производилась на самолете данного
типа впервые, то по окончании всех работ по установке
120
необходимо проверить работу прибора в воздухе, замерив
вакуум у штуцера прибора на крейсерской скорости само-
лета.
Б. Определение и уменьшение девиации
Гиромагнитный компас, как и всякий компас, основанный
на магнитном принципе, будучи установлен на самолете, под-
вергается влиянию стальных и железных предметов, имеющихся
на самолете. В результате этого влияния магнитная система ГМК
располагается не по магнитному меридиану, а по какому-то
иному направлению, которое зависит от курса самолета.
Так как направление магнитной системы ГМК определяет
направление оси ротора, а направление последней—положение
4 Винта М5,1=24
Рис. 104. Монтаж ГМК на приборной доске
картушки прибора, то в показаниях ГМК на самолете будет
возникать некоторая неточность.
Направление оси магнитной системы (картушки) на самолете
принято называть компасным меридианом. Курс, показываемый
картушкой компаса на самолете, называется компасным курсом.
Разность между магнитным и компасным курсами самолета
называется девиацией компаса. Для каждого курса девиация
имеет различное значение, а поэтому с изменением курса деви-
ация изменяется.
Девиация на самолете периодически определяется и умень-
шается. На основании проделанной работы составляется таблица
девиации, которой пользуется экипаж *.
1 Не имея возможности излагать вопрос об определении и уменьшении
девиации более подробно, мы предлагаем вниманию читателя учебник .Авиа-
ционные приборы", часть III, и другие специальные пособия.
121
При эксплоатации ГМК определение и уменьшение девиации
также совершенно необходимы.
Правила определения и уменьшения девиации ГМК одина-
ковы с правилами, существующими для простых магнитных
компасов, и потому мы их подробно рассматривать не будем,
а укажем лишь на некоторые особенности, возникающие при ра-
боте с ГМК.
Прежде чем приступить к определению девиации, необхо-
димо поставить девиационный прибор в нейтральное положение.
Для того чтобы выполнить эту операцию, надо снять девиаци-
онный прибор с гиромагнитного компаса, открыть его нижнюю
крышку и, действуя винтами, поставить экран в среднее поло-
жение относительно корпуса девиационного прибора.
После установки в нейтральное положение девиационный
прибор укрепляется на своем месте.
Работы по определению и уменьшению девиации ГМК могут
проводиться на земле и в воздухе. Определение девиации на
земле производится в том случае, когда ГМК питается от вакуум-
помпы или в распоряжении экипажа самолета имеется перед-
вижная вакуумная установка. В крайнем случае для приведения
в действие ГМК может быть использован двигатель автомобиля
путем включения шланга от штуцера прибора к диффузору
карбюратора. Так или иначе необходимо создать нормальный
вакуум (80 мм) у штуцера корпуса ГМК.
Самолет с работающим ГМК последовательно устанавли-
вается на магнитные курсы 0, 90, 180 и 270°.
Уменьшение девиации производится на курсах 180 и 270°
по общим правилам, т. е. до полусуммы девиаций на прямом
и обратном курсах.
Поясним сказанное примером. Допустим, что на курсе 0°
девиация оказалась—8, а на курсе 180° равной +12. Следова-
тельно, на курсе 180е девиацию можно уменьшить на:
— 8 + 12 _+4 _ 190
2	— 2 “	•
Таким образом, компасный курс при магнитном курсе 180°
должен быть 178°.
После установки самолета на курс, перед отсчетом по ГМК,
необходимо убедиться, что картушка совершенно успокоилась,
имея в виду небольшую скорость ее прецессии.
При уменьшении девиации на курсе 180° следует действовать
нижним винтом девиационного прибора, а на курсе 270°—верхним.
Действовать винтами надо также медленно и, повернув винт,
выжидать полной остановки картушки, после чего, если это
окажется необходимым, вновь действовать винтом. Вращение
винтов производится специальной латунной (или медной) от-
верткой, но ни в коем случае не железной (стальной).
Вращение винтов по часовой стрелке уменьшает показания,
а вращение против часовой стрелки увеличивает показания ГМК.
122
Девиационный прибор дает возможность поворачивать кар-
тушку ГМК на 30°. После уменьшения девиации определяется
остаточная девиация ГМК на 8 курсах через каждые 45°. По по-
лученным результатам составляется график девиации ГМК.
Работа по определению и уменьшению девиации в полете
производится только в том случае, когда не имеется никакой
возможности привести прибор в действие на земле. Определить
девиацию ГМК в полете можно, выдерживая определенный
магнитный курс при помощи обычного магнитного компаса,
который хорошо выверен, т. е. его девиация точно известна.
Таким образом, эта работа может быть выполнена только на
самолетах двухместных и многоместных, т. е. там, где имеется
компас штурмана (главный компас).	t
Уменьшение девиации ГМК в полете весьма трудно и, вообще
говоря, возможно только на самолетах тяжелого типа, где
имеется возможность передвижения экипажа по самолету. По-
рядок работы по определению девиации в воздухе тот же, что
и на земле.
Гиромагнитный компас может быть весьма полезным при-
бором только в том случае, если девиация его хорошо умень-
шена и точно определена.
Если же остаточная девиация имеет большие значения и резко
меняется с изменением курса, то работа прибора в полете ста-
новится весьма плохой. Дело в том, что при небольших разво-
ротах, из-за резкого изменения девиации, картушка начинает
прецессировать к новому положению. Эту прецессию картушки
летчик воспринимает как вращение самолета и, действуя рулем
поворота, вновь изменяет курс, что в свою очередь вызывает
новую прецессию картушки.
Одним словом, ГМК с большой и резко меняющейся деви-
ацией не выполняет своего основного назначения, а именно—
не обеспечивает быстрого и точного изменения курса. Отсюда
надо сделать вывод, что работы по определению и уменьшению
девиации ГМК следует производить с максимальной тщатель-
ностью.
В, Эксплоатация ГМК
Для обеспечения правильной и безотказной работы прибора
на самолете необходимо:	/
1)	следить за амортизацией прибора и приборной доски, не
допуская ее нарушения;
2)	следить за состоянием трубопровода и его герметичностью;
3)	следить за чистотой трубки Вентури и исправностью
редукционного клапана;
4)	не реже одного раза в 3 месяца производить определение
девиации;
5)	в случае заявления летчика на плохую работу прибора
производить тщательную проверку ГМК, не снимая его с само-
лета:
123
а)	измерить вакуум у штуцера прибора в полете (или на
земле, если прибор работает от помпы);
б)	проверить трубопровод на герметичность;
в)	прочистить фильтр входного отверстия для воздуха;
г)	проверить исправность трубки Вентури или помпы;
д)	проверить девиацию.
Если при проверке по перечисленным пунктам дефектов не
обнаружено, прибор следует снять с самолета и проверить
в лаборатории.
ГЛАВА VII
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АВТОПИЛОТАХ
1. Назначение автопилотов
Автопилоты—приборы, предназначенные для управления само-
летом.
Основное назначение современных автопилотов—разгрузить
летчика, дать ему возможность бросить управление самолетом
и отдыхать или заняться вопросами разведки, связи и аэрона-
вигации. Наиболее утомительным для летчика является ведение
самолета по курсу, сохраняя постоянную высоту и скорость.
Особенно быстро летчик утомляется при ведении самолета
в слепом полете, когда все внимание должно быть сосредоточено
на наблюдении за приборами. Поэтому автопилоты рассчитаны,
главным образом, для управления самолетом с целью сохранения
прямолинейно-горизонтального режима полета.
Однако, кроме этого, автопилоты могут совершать виражи,
планирование и набор высоты, освобождая летчика от управления
самолетом.
Надо считать, что в недалеком будущем будет разрешена
проблема автоматического управления самолетом в полной мере,
т. е. будущие автопилоты позволят производить взлет и посадку,
таким образом полностью автоматизируя полет.
Наличие автопилота на самолете решает вопрос управления
самолетом на расстоянии (например с земли). Для этого необхо-
димо дополнить автопилот специальной телемеханической уста-
новкой, допускающей управление самолетом по радио.
Большое значение автопилоты будут иметь для развития
слепых полетов авиасоединений строем.
Без автопилотов такого рода полеты крайне затруднены,
так как, попадая в туман или облака, самолеты должны расхо-
диться по разным курсам из-за опасности столкновения.
2. Основные требования к автопилоту
Управление самолетом в полете заключается в том, что летчик,
действуя своевременно и согласованно рулями, удерживает опре-
деленный, нужный ему режим полета, из которого самолет,
125
в особенности плохо отрегулированный, все время стремится
выйти.
Предположим, что самолет должен лететь на постоянной
высоте, с постоянной скоростью (воздушной) и неизменным
курсом. На первый взгляд может показаться, что для выполнения
такого полета достаточно, набрав необходимую высоту, полу-
чить нужную скорость и, направив самолет по заданному курсу,
зажать рулевое управление.
Однако при этих условиях из-за разнообразных движений
воздуха, а также аэродинамических недостатков самолета по-
следний очень быстро потеряет заданный режим.
Итак, даже при выполнении прямолинейного и горизонталь-
ного полета самолет все время требует от летчика действия
рулями. В условиях благоприятной метеорологической обста-
новки действия рулями плавны и малозаметны, и наоборот,
в условиях болтанки эти действия многочисленны и резки. Этим
и нужно объяснить, что при полете в болтанку летчики значи-
тельно больше устают. Особенно тяжелым становится процесс
управления самолетом в условиях слепого полета, когда поло-
жение самолета приходится определять исключительно по по-
казаниям приборов.
Процесс управления самолетом можно разделить на три по-
следовательные стадии.
1.	Оценка положения самолета. Летчик оценивает положение
самолета на основании зрительных ощущений: в обычном полете
по видимому горизонту, а в слепом—по показаниям приборов.
2.	Передача принятого решения органам, исполняющим меха-
ническую работу, т. е. рукам и ногам.
3.	Мускульная работа летчика рулями самолета.
Проанализировав таким образом процесс управления самоле-
том, мы можем сказать, что и работа автопилота должна
строиться по той же схеме, как и у летчика.
Иначе говоря, всякий автопилот должен иметь в своей кон-
струкции следующие три элемента:
1)	чувствительный элемент, который должен реагировать на
всякое изменение в положении самолета;
2)	элемент, передающий импульсы чувствительного элемента
на силовую установку;
3)	силовую установку, усиливающую импульсы чувствитель-
ного элемента и приводящую в действие рули самолета.
Однако процесс управления самолетом сложнее приведенной
здесь схемы. Разница в том, что летчик не только видит, в ка-
кую сторону и каким рулем нужно действовать, но также на
основании своего опыта и знания машины учитывает, на какой
угол следует повернуть руль и как долго нужно держать его
отклоненным, чтобы вернуть самолет в первоначальное поло-
жение.
Например, выдерживая постоянный курс, летчик, действуя
ножными педалями на руль поворота, не держит педали нажа-
тыми до тех пор, пока самолет выйдет на прежний курс, а по
126
мере вращения самолета постепенно возвращает руль поворота
в нейтральное положение. Если бы летчик не поступал именно
так, а держал бы руль переложенным до момента выхода само-
лета на прежний курс, то самолет, разворачиваясь по инерции,
перешел бы нужное положение и отклонился в другую сторону.
При таком действии рулем поворота самолет никогда не пойдет
по прямой, а будет совершать колебания в плоскости курса.
То же можно сказать про действие элеронами и рулем глу-
бины.
Чтобы сделать работу автопилота такой же, как и работа
летчика, необходимо в конструкции любого автопилота иметь
приспособление, исключающее возможность разбалтывания са-
молета около нужного положения. Это приспособление носит
название следящей системы. Наличие следящей системы делает
возможным применение одного и того же автопилота на само-
летах с различными полетными качествами, так как регулиров-
кой следящей системы можно изменять работу прибора, подго-
няя ее к данному самолету.
Подробно о работе следящей системы и ее регулировке мы
будем говорить ниже.
Итак, мы установили, что для выполнения своих задач авто-
пилот должен состоять из:
1)	чувствительного элемента; .
2)	передающего элемента;
3)	силовой установки;
4)	следящей системы.
Передающий элемент автопилота обычно бывает или элек-
трическим! или пневматическим (сжатый воздух).
Силовая установка в современных автопилотах работает или
давлением воздуха (пневматическая), или давлением жидкости
(гидравлическая). С устройством этих агрегатов мы познакомим
читателя при описании автопилотов, а сейчас перейдем к рас-
смотрению видов чувствительных элементов.
3. Виды чувствительных элементов
В современных автопилотах наибольшее применение в качестве
чувствительного элемента имеет гироскоп.
Однако применение только гироскопа не разрешает вопроса
автоматического управления самолетом, требуются еще при-
способления, дополняющие гироскоп. В некоторых конструкциях
гироскопов совсем нет. Там чувствительные элементы анемо-
метрические или маятниковые.
Анемометрический чувствительный элемент реагирует на из-
менение скорости. Рассмотрим случай применения анемометри-
ческого чувствительного элемента для автоматизации курсовой
устойчивости. На концах плоскостей самолета установлены со-
вершенно одинаковые по коэфициенту трубки Вентури, соеди-
ненные с двухколенным ртутным манометром (рис. 105). Оче-
127
Видно, что когда самолет летит по прямой, трубки Вентури
имеют равную скорость и дают равное разрежение (вакуум)
в коленах манометра.
При таком положении уровни ртути в трубках манометра
одинаковы, и электрическая цепь разомкнута. Предположим
теперь, что самолет начал разворачиваться вправо. При этом
конец левой плоскости получит скорость большую, чем правый,
и разрежение в левом колене манометра станет большим. Ртуть
в левом колене поднимется и замкнет электрическую цепь.
При замыкании электрической цепи включается силовая уста-
новка, которая при помощи специального устройства заставит
руль поворота повернуться влево, а это вызовет разворот само-
лета также влево.
При развороте самолета влево скорость правой плоскости
станет больше скорости левой, ртуть в манометре начнет воз-
вращаться к среднему положению, перейдет его и замкнет цепь
в правом контакте. Это в свою очередь вызовет работу силовой
установки в обратном направлении, т. е. руль начнет двигаться
вправо, приближаясь к нейтральному положению. Таким обра-
зом, при помощи такого приспособления можно получить за-
тухающие колебания самолета, при которых средний курс его
совпадает с заданным \
Все же необходимо отметить, что применение анемометри-
ческого чувствительного элемента невыгодно—и вот почему. Во-
первых, при крутом развороте разница в скоростях будет иметь
место в течение очень малого промежутка времени и может
быть не воспринята манометром. Во-вторых, при очень плавном
развороте с большим радиусом разница в скоростях плоскостей
будет очень малой и может быть также не воспринята мано-
1 Мы намеренно не разбираем деталей, так как ведем рассуждения только
о принципе действия чувствительного элемента.
123
метром. Поэтому такой метод не дает уверенности в достаточно
хорошем выдерживании курса.
Гироскопический чувствительный элемент имеет значитель-
ное преимущество перед анемометрическим, так как восприни-
мает изменения положения самолета, а не скорость.
Рассмотрим общий случай применения гироскопического
чувствительного элемента для сохранения курсовой устойчи-
вости (рис. 106).
На самолете помещен свободный гироскоп, причем около
его главной оси помещены два электрических контакта. При
сохранении самолетом курса ось гироскопа не касается кон-
тактов, и электрическая цепь разомкнута. Предположим, что
Рис. 106. Применение гироскопического чувствительного
\	элемента
самолет начал разворачиваться вправо, ось гироскопа останется
на месте, а контакт повернется вместе с самолетом, и под левый
конец оси гироскопа подойдет левый контакт.
При этом цепь замкнется, и приведенная в действие силовая
установка повернет руль поворота влево.
В дальнейшем все будет происходить так же, как и в пер-
вом случае, т. е. при анемометрическом чувствительном эле-
менте.
Рассмотренные нами два случая применения анемометриче-
ского и гироскопического чувствительных элементов дают пред-
ставление о возможности получения продольной и поперечной
устойчивостей. При этом гироскопический чувствительный эле-
мент будет более чувствительным, чем анемометрический.
Применения маятника здесь мы не будем рассматривать, так
как он используется ле как основной чувствительный элемент,
а лишь как вспомогательный.
9—Авиационные приборы.
ГЛАВА VIII
АВТОПИЛОТ АВП-12
1.	Общая характеристика автопилота
Автопилот АВП-12 является одним из наиболее компактных
и легких автопилотов, а поэтому он может быть установлен
даже на легких самолетах.
В качестве чувствительных элементов в этом автопилоте
применены: полукомпас для курсовой устойчивости и авиаго-
ризонт—для поперечной и продольной устойчивостей.
Оба эти прибора могут быть использованы и по прямому
своему назначению при управлении самолетом „вручную", т. е.
при выключенном автопилоте.
Чувствительный элемент прибора приводится в движение
за счет вакуума, создаваемого специальной вакуумпомпой, ра-
ботающей от авиационного мотора.
Силовая система работает от давления масла, которое цир-
кулирует по специальной системе под действием масляной
помпы, приводимой в движение так же, как и вакуумпомпа,
авиамотором.
Таким образом, этот автопилот должен быть назван масляно-
вакуумным. Нужно заметить, что применение масляно-вакуум-
ной системы как раз и послужило основной причиной для умень-
шения размеров и веса прибора, а также повышения^ «го экс-
плоатационных качеств по сравнению с пневматически;,^ авто-
пилотами.
Автопилот выдерживает самолет по прямой достаточно хо-
рошо. При спокойной погоде колебания курса не превышают
0,5°, поперечная устойчивость сохраняется без каких бы то ни
было колебаний, а продольная—с колебаниями до 1—2°.
При сильной болтанке колебания, конечно, увеличиваются,
но все же остаются в пределах, которые нужно признать вполне
удовлетворительными.
Кроме выполнения прямолинейного полета, автопилот допу-
скает: планирование, набор высоты, плоский доворот, а также
виражи и спирали.
130
В комплект АВП-12 входят следующие составные части: чув-
ствительный элемент курсовой устойчивости (полукомпас), чув-
ствительный элемент продольной и поперечной устойчивостей'
(авиагоризонт), помпы, масляная й вакуумная'тиаеяяйХж отстой-
ник, установочная рама, рулевые машинки, краны-регуляторы ско-
рости, масляный бачок для вакуумпомпы, регулятор вакуума,
2 коллектора масляной системы, гибкие шланги и трубопроводы
и кран включения автопилота.
Вес всего автопилота—около 45 кг.
Уменьшение веса прибора достигнуто применением легкого
металлического сплава—-электрона.
Электрон в основном состоит из магния (90%) с небольшим
содержанием алюминия и кремния.
2.	Описание принципиальной схемы АВП-12
Принципиальная схема автопилота приведена на рис. 107,
где показаны все детали и соединения прибора.
Курсовой чувствительный элемент—полукомпас, на схеме
расположен вправо внизу.
Чувствительный элемент продольной и поперечной устойчи-
востей—авиагоризонт, на схеме помещен вправо вверху.
Авиагоризонт и полукомпас в системе автопилота такие же,
как и обычные приборы этого типа (см. главы IV и V).
Оба эти прибора заключены в герметичные ящики-корпусы,
из которых вакуумпомпа отсасывает воздух, создавая вакуум
75—100 мм рт. ст. В результате этого приводятся во враще-
ние роторы полукомпаса и авиагоризонта и, кроме того, полу-
чаемый вакуум используется для приведения в движение пере-
дающего механизма прибора.
Чувствительные элементы имеют в своей конструкции три
полукруглые заслонки, одна из которых, 1а, прикреплена к вер-
тикальной рамке полукомпаса, а две другие, 16 и 1в,—к гори-
зонтальной и вертикальной рамкам авиагоризонта. Эти заслонки
в нейтральном положении равно перекрывают щели распреде-
лительных втулок 2а, 26 и 2в.
Щели распределительных втулок трубопроводами соединя-
ются с камерами воздушных реле За, 36 и Зв, которые механи-
чески связаны с распределительными штоками масляных золот-
ников 4а, 46 и 4в. Масляные золотники при помощи трубо-
проводов соединены с рулевыми машинками 5а, 56 и 5в, поршни
которых при помощи тросов связаны с рулевым управлением
самолета.
Все чувствительные и передающие элементы работают по
совершенно одинаковой схеме, поэтому достаточно рассмотреть
работу одного из них.
Рассмотрим работу поперечного чувствительного элемента.
На рис. 108 приведена схема расположения всех деталей, когда
самолет летит без поперечного крена. Заслонка горизонтальной
9*	131
рамки авиагоризонта 16 равно перекрывает щели распредели-
тельной втулки 26, а так как обе эти детали находятся в гер-
метичном корпусе, в котором создается вакуум, то отсос воз-
духа из обеих щелей будет равным. В камерах воздушного
реле 36 давление будет также равным, так как они соединены
со щелями герметичными трубопроводами, и отсос из них будет
также одинаковым. Камеры воздушного реле имеют калибро-
ванные отверстия, соединяющие их с атмосферой, через кото-
рые они пополняются воздухом. Между камерами реле поме-
щена воздухонепроницаемая эластичная мембрана, к которой
жестко присоединен стержень, связанный с распределительным
штоком масляного золотника 46.
Рис,- 108. Принципиальная схема выдерживания поперечной
устойчивости. Нейтральное положение
При нейтральном положении мембраны реле и шток золот-
ника удерживаются также в нейтральном положении, и масло,
которым он непрерывно питается, не имеет возможности пройти
к рулевой машинке 56. Если самолет получит поперечный крен,
допустим правый (рис. 109), то распределительная втулка, свя-
занная с самолетом, повернется вправо> а заслонка, скреплен-
ная с авиагоризонтом, останется на месте.
В результате правая щель распределительной втулки выйдет
из-под заслонки, а левая зайдет под нее. От этого отсос из
правой щели увеличится, а из левой уменьшится. Изменение ве-
личины отсоса вызовет нарушение равенства давлений в каме-
рах воздушного реле: в правой камере давление станет больше,
чем в левой. От этого мембрана прогнется влево и при по-
мощи стержня передвинет распределительный шток масляного
золотника влево. Масло начнет поступать в левую часть руле-
132
вой машинки, а из правой части, Опять-такй через золотний,
будет уходить.
Под действием масла рулевая машинка придет в движение
и передвинет элероны самолета—левый поднимется, а правый
опустится (на рис. 107 показан левый элерон).
К штоку рулевой машинки присоединен трос следящей си-
стемы, связывающий движения рулевой машинки с механизмом
следящей системы поперечного чувствительного элемента. Дви-
жением этого троса и соответствующего механизма распреде-
лительная втулка ставится в нейтральное положение относи-
тельно заслонки.
Рис. 109. Принципиальная схема выдерживания поперечной
устойчивости. Правый крен.
Следящая система предназначена ограничить отклонение ру-
w лей управления и возвратить рули в нейтральное положение
i процессе движения самолета к правильному положению.
Поясним работу следящей системы.
В положении 1 (рис. ПО) самолет летит без поперечных кре-
нов, и при этом чувствительный элемент находится в нейтраль-
ном положении. Элероны, очевидно, также находятся в ней-
тральном положении.
В положении 11 самолет получил правый поперечный крен.
Вместе с самолетом повернулась распределительная втулка,
и правая ее щель вышла из-под заслонки. От этого в резуль
тате работы автопилота элероны—правый опустится, а левый
поднимется. Одновременно с этим следящая система повернет
распределительную втулку и поставит ее в нейтральное поло-
жение относительно заслонки.
133
Рис. 107. Принципиальная схема АВП-12:
1а — заслонка полукомпаса; 16 и 7б — заслонки авиагоризонта; 2а — распределительная . втулка курсового чувствительного элемента; 26 ~ распределительная в
делительная втулка продольного чувствительного элемента; За, 36 и Зв — пневматические реле; 4а, 46 и 4в — масляные золотники; 5а, 56 и бв — рулевые майи
регуляторы скорости; 9 — коллектор обратней линии; 19 — коллектор капельной линии; 11 — стабилизатор вь
гулка поперечного чу ветвительи®гэ элемента; 2в - - распре-
1нки; 6 — регулятор вакуума; 7 — вакуумметр; s — крана-
соты
В положении III показано, что самолет имеет правый крен,
элероны переложены, но дальнейшая перекладка их невозможна,
так как чувствительный элемент находится в нейтральном по-
ложении.
Самолет под воздействием переложенных элеронов повора-
чивается влево, к нормальному положению, и вместе с ним по-
ворачивается распределительная втулка; в положении IV и по-
казан этот случай. Такое положение чувствительного элемента
заставит элероны двигаться обратно, т. е. к нейтральному по-
ложению.
Нами разобран только один цикл работы следящей системы,
но совершенно ясно, что этот цикл должен повториться не-
сколько раз, и в ре-
зультате к моменту
прихода самолета
к нормальному поло-
жению элероны зай-
мут нейтральное по-
ложение. Две другие
следящие системы ра-
ботают по такой же
схеме.
Механизмы следя-
щих систем всех трех
стабилизаций по кон-
струкции одинаковы
(см. рис. 107) и со-
стоят из набора ше-
стерен, одна из кото-
рых червячная. Этот
механизм приводится
в движение, во-пер-
вых, от передвижения
троса следящей си-
стемы, который полу-
чает движение от ру-
зием ручек управления
автопилотом.
Как в первом, так и во втором случае движение передается
на распределительную втулку, которая поворачивается относи-
тельно заслонки. Механизм следящей системы устроен так,
что при движении троса следящей системы ручка управления
автопилотом остается неподвижной, и наоборот, при вращении
ручки управления движение не передается на трос следящей
системы.
Вакуумпомпа приводится во вращение авиамотором. Для
обеспечения смазки помпа имеет масляный бачок. Помпа со-
единяется трубопроводом с ящиками чувствительных элемен-
тов через вакуумный регулятор 6 (см. рис. 107). Для измере-
ния вакуума, создаваемого помпой, в ящике авиагоризонта
134
вмонтирован вакуумметр 7 (рис. 107) со шкалой с делениями
от 0 до 200 мм рт. ст.
Масляная система устроена и работает следующим образом.
Масло заливается в отстойник, из которого масляной помпой
подается в редуктор, помещенный в верхней части отстойника.
Редуктор регулирует давление масла, причем излишнее масло
вновь стекает в отстойник, а необходимое для работы автопи-
лота поступает на питание кранов-регуляторов скорости 8.
От кранов-регуляторов скорости масло идет на питание мас-
ляных золотников, причем количество поступающего масла
определяется положением кранов-регуляторов. Если масла по-
ступает больше, то движение штока рулевой машинки имеет
большую скорость, если же масла—меньше, то и скорость штока
будет меньше. Следовательно, краны-регуляторы регулируют
скорость движения штока рулевой машинки.
На панели кранов-регуляторов скорости смонтирован масля-
ный манометр, указывающий давление масла в системе.
От масляных золотников масло по двум трубопроводам по-
дается на питание рулевых машинок. По этим же трубопро-
водам масло возвращается в золотники и по обратной линии
идет в обратный коллектор 9, откуда поступает в отстойник.
Кроме того, £^дый золотник имеет капельную линию, по ко-
торой масло, просочившееся между стенками и выступами
штока, собирается в капельный коллектор 10, а оттуда в от-
стойник. Так происходит циркуляция масла в масляной системе
автопилота.
Для сохранения неизменной высоты полета самолета в си-
стеме автопилота имеется стабилизатор высоты. Стабилизатор
высоты И вмонтирован в ящик авиагоризонта и связан со следя-
щей системой продольного чувствительного элемента, которая
имеет в своей конструкции специальное воздушное реле.
Разберем устройство и работу стабилизатора высоты (рис. 111).
В металлическом корпусе 1 помещена гофрированная метал-
лическая коробка Внди, внутренняя полость которой соединена
с наружным воздухом при помощи крана 2. Корпус, в котором
помещена коробка Види, сообщен с окружающим воздухом,
т. е. негерметичен. Верхний жесткий центр коробки связан
с рычагом 3, шарнирно укрепленным на оси и сбалансирован-
ным относительно нее. На одном из концов рычага имеется
лопаточка, расположенная симметрично двум щелевым отвер-
стиям колодки 4. Щелевые отверстия колодки соединены
с эластическими камерами воздушного реле 5 следящей системы
продольного чувствительного элемента.
Эти камеры негерметичны, и из них все время происходит
некоторый отсос воздуха, убыль которого пополняется через
щелевые отверстия колодки 4.
Камеры воздушного реле разделяются шарнирной (подвиж-
ной) перегородкой, связанной с распределительной втулкой
продольного чувствительного элемента. Стабилизатор высоты
может иметь два положения: „включен" и „выключен". В пер-
135
вом случае кран 2 изолирует внутреннюю полость коробки
Види от окружающего воздуха, а во втором случае сообщает
с ним.
Стабилизатор высоты работает только в положении „вклю-
чен".
Если на какой-либо высоте включить высотный прибор, то
давление воздуха в коробке останется равным давлению воз-
духа на высоте включения. В этом случае жесткий центр ко-
робки будет удерживать рычаг 3 в положении, при котором
лопаточка равно перекрывает щелевые отверстия колодки 4,
а следовательно, давление в камерах воздушного реле 5 будет
одинаковым, и перегородка будет занимать среднее (нейтраль-
ное) положение.
Рис. 111. Схема стабилизатора вьхоты:
1 — корпус; 2 — кран; 3 — рычаг; 4 — колодка; 5 — воздушное реле
Предположим теперь, что высота увеличилась и, следова-
тельно, давление воздуха, окружающего коробку Види, умень-
шилось.
Так как давление в коробке Види больше окружающего
давления, она деформируется и несколько увеличивает свой
объем. От этого верхний жесткий центр поднимется и при-
поднимет рычаг (рис. 112). Лопаточка рычага переместится
относительно колодки, верхнее щелевое отверстие закроется,
нижнее — откроется. В результате нарушится равенство давле-
ний в камерах воздушного реле, и перегородка передвинется
влево. От этого повернется распределительная втулка продоль-
ного чувствительного элемента.
Поворот распределительной втулки вызовет опускание руля
глубины, а значит, снижение самолета.
По мере снижения самолета давление, окружающее коробку
Види, будет увеличиваться, и она постепенно будет принимать
первоначальную форму, тем самым возвращая лопаточку рычага,
136
а значит, и распределительную втулку, в нейтральное положе-
ние. Когда давление внутри и снаружи коробки Види сравняется,
самолет вновь полетит горизонтально.
Мы разобрали случай увеличения высоты, но и в случае
уменьшения высоты работа стабилизатора будет происходить
аналогично, но в другую сторону.
Рис. 112. Схема стабилизатора высоты
Необходимо заметить, что в результате полетных испытаний
установлена неудовлетворительная работа стабилизатора высоты,
а потому в автопилотах последнего выпуска стабилизатор не
устанавливается.
3.	Описание материальной части
Чувствительный элемент курсовой устойчи-
вости— по луком пас — заключен в электроновом ящике
(рис. ИЗ). На лицевой стороне ящика помещено окно, в кото-
ром видна картушка полукомпаса, а также шкала следящей
системы, имеющая деления, аналогичные делениям картушки.
Над окном имеется люк, в котором помещается электрическая
лампочка, освещающая шкалы. В нижней части окна расположен
шариковый указатель скольжения с шариком из черного стекла.
Внизу имеется установочная ручка-арретир полукомпаса
(рис. 114). При помощи этой ручки полукомпас может быть заар-
ретирован, а кроме того, вращая эту ручку, можно установить
картушку полукомпаса на любой курс. В верхнем правом углу
помещена ручка управления курсом. Эта ручка снабжена над-
писью „поворот". Вращением этой ручки можно, во-первых, пово-
рачивать шкалу следящей системы, а во-вторых, поворачивать
137
Рис. 113. Чувствительный элемент курсовой устойчивости — полукомпас:
1 - ротор; 2 — наружная рама; 3 — заслонка; 4 — распределительная втулка; 5— валик следящей системы; 6 — ролик следящей си-
стемы; 7 — ручка задатчика поворота; 8 — установочная ручка (арретир); 9— отверстие для доступа воздуха; 10 — трубопровод от
распределительной втулки к пневматическому реле; 11 — вилка для штепселя освещения
распределительную втулку курсового чувствительного элемента.
Вращение передается одновременно на обе эти детали и рас-
считано так, что угловое перемещение распределительной
втулки равно угловому перемещению шкалы следящей системы.
Если отсчеты по картушке полукомпаса и по шкале следящей
системы совпадают, то это значит, что чувствительный элемент
курса находится в нейтральном положении, т. е. заслонка полу-
компаса равно перекрывает щелевидные отверстия распредели-
тельной втулки. При таком положении этих деталей самолет
должен итти по неизменному курсу. Если же, вращая ручку
управления, поворачивать распределительную втулку, то и
Рис. 114. Лицевая сторона полукомпаса и авиагоризонта
самолет будет поворачиваться в сторону поворота ручки, при-
чем угол, на который изменится курс самолета, будет равен
углу поворота распределительной втулки. Внизу, по углам лице-
вой стороны, имеются два отверстия для болтов крепления
ящика к установочной раме.
На задней стенке ящика полукомпаса (рис. 115) имеется
ролик следящей системы 1, вилка для присоединения электро-
провода 2, два отверстия, идущие от распределительной
втулки 3, и отверстие для отсасывания воздуха из ящика 4.
На нижней стороне ящика имеется отверстие для воздуха,
поступающего на питание полукомпаса. По бокам ящика полу-
компаса имеются две направляющие планки, по которым ящик
вдвигается в установочную раму при установке. Внутреннее
устройство ящика полукомпаса схематично показано на прила-
гаемой схеме (см. рис. 107) автопилота и на рис. 113.
Чувствительный элемент поперечной и про-
дольной устойчивосте й— авиагоризон т—помещен в
140
электроновом ящике; в этом же ящике находится стабилизатор
высоты. В середине лицевой стороны ящика имеется окно,
в котором видны стрелка горизонта и ее фон. На нижней части
фона нанесена шкала абсолютных поперечных кренов. Шкала
имеет деления до 40° в обе стороны; одно деление соответ-
ствует 10°. Слева на ранте нанесена шкала продольных кренов
до 20° в обе стороны; одно деление также соответствует 10°.
На верхней части шкалы помещен индекс авиагоризонта, выше
его помещается указатель следящей системы поперечного чув-
ствительного элемента. В правой части окна расположен ука-
затель следящей системы продольного чувствительного элемента.
Рис. 115. Полукомпас и авиагоризонт (вид сзади):-
1 — ролик курсовой следящей системы; 2 — вилка для штепселя освещения;
5 — отверстия от распределительной втулки; 4—отверстие для отсасывания
воздуха из ящика; 5 — ролик следящей системы, поперечный; 6 — ролик
следящей системы, продольный; 7 — отверстия камеры стабилизатора вы-
соты; 8 — отверстия для отсасывания воздуха из ящика; 9 и 10 — отвер-
стия для соединения с воздушным реле; 11 — вилка для штепселя осве-
щения
Правее окна авиагоризонта помещен люк, в котором нахо-
дится лампочка, освещающая стрелку авиагоризонта, шкалы,
индекс и указатели следящих систем. В левом нижнем углу
имеется ручка - арретир авиагоризонта; при вдвигании ручки
авиагоризонт освобождается, при выдвигании — арретируется.
В правом нижнем углу помещена ручка-кран стабилизатора
высоты. При повороте этой ручки вправо коробка стабилиза-
тора высоты закрывается, а следовательно, стабилизатор вклю-
чается; при повороте влево коробка открывается, и стабилиза-
тор выключается. На приборах последнего выпуска эта ручка
снята. В левом верхнем углу расположен вакуумметр, указываю-
щий вакуум, создаваемый помпой в ящиках чувствительных
элементов.
Над окном авиагоризонта находится 1 ручка с надписью
„крен", являющаяся ручкой управления поперечной устойчивости.
141
Вращая ее, можно поворачивать распределительную втулку
поперечного чувствительного элемента и одновременно с ней
перемещать указатель следящей системы, расположенный вверху
окна авиагоризонта. При этом указатель следящей системы
поворачивается на тот же угол относительно индекса авиагори-
зонта, на какой поворачивается распределительная втулка.
Совмещение индекса авиагоризонта с указателем следящей
системы показывает, что чувствительный элемент поперечной
устойчивости находится в нейтральном положении.
Вращая ручку, т. е. поворачивая распределительную втулку
относительно заслонки, можно вводить самолет в крен, причем
величина крена указывается на шкале поперечных кренов.
В правом верхнем углу лицевой стороны ящика помещена
ручка с надписью „подъем — спуск", являющаяся ручкой упра-
вления продольной устойчивости самолета.
Вращая эту ручку, перемещают (поворачивают) распредели-
тельную втулку продольной устойчивости и указатель следя-
щей системы. Если стрелка горизонта и указатель следящей
системы совмещены, то это значит, что чувствительный элемент
продольной устойчивости находится в нейтральном положении.
Вращением ручки можно вызвать продольный крен самолета
в желаемую сторону, причем величина крена может быть опре-
делена по шкале продольных кренов.
В нижних углах лицевой стороны имеются два отверстия
для болтов крепления ящика к установочной раме.
На задней стенке ящика авиагоризонта (рис. 115) помещены
ролики следящих систем, поперечный 5 и продольный 6, отвер-
стия камеры стабилизатора высоты 7, отверстие 8 для отсасывания
воздуха из ящика, отверстия 9 и 10 для соединения с воздуш-
ным реле и вилка для присоединения электропроводки 11.
На нижней стенке ящика находится отверстие для доступа воз-
духа на питание авиагоризонта. Это отверстие имеет сетчатый
фильтр.
Внутреннее содержание ящика авиагоризонта схематиче ски
показано на принципиальной схеме автопилота и на рис. 116.
Установочная рама служит для установки на самолете
чувствительных элементов автопилота (авиагоризонта и полу-
компаса).
Установочная рама представляет собой литую металлическую
полку (электрон), к которой прикреплены (рис. 117): заводные
шкивы следящих систем 7, 8, 9, масляные золотники 4, 5, 6,
воздушные реле 1, 2, 3 и краны-регуляторы скорости движения
рулевой машинки 10, 11, 12.
Кроме этого, на установочной раме имеются приспособления
для ключения электропроводки освещения 13 и 14, штуцеры
для присоединения воздушных трубопроводов /5 и /6 и штеп-
сели для соединения электропроводки освещения 17 и 18.
Для амортизации установки на самолете рама снабжена че-
тырьмя специальными амортизаторами 19, 20, 21 и 22.
Для установки на раму ящика чувствительных элементов
|42
имеются рельсы 23, 24 и 25, по которым скользят направляющие
планки ящиков. При установке ящиков на раму происходит
совпадение и соединение следующих деталей: трубопроводов,
идущих от распределительных втулок, со штуцерами воздушных
реле; штуцеров для отсасывания воздуха, шкивов следящих
систем и вилок электропроводки со штепселями.
Для уменьшения веса в раме сделан ряд вырезов.
Заводные шкивы следящих систем снабжены спиральными
пружинами, которые могут создавать крутящий момент 2,26 кгсм.
Эти пружины служат для двухсторонней работы тросика сле-
дящей системы. Когда шток рулевой машинки, передвигаясь,
натягивает трос следящей системы, то шкив поворачивается и
скручивает пружину. Если же шток рулевой машинки ослабляет
трос, то слабину троса выбирает пружина, поворачивая шкив
и наматывая на него трос; как в том, так и в другом случае
вращение шкива поворачивает распределительную втулку чув-
ствительного элемента.
Масляные золотники (разрез см. на рис 117) имеют 5 шту-
церов. Все штуцеры выходят вниз, для чего корпус золотника
изготовляется из двух частей, наружной и внутренней. Золотник
имеет распределительный шток, одним концом соединенный
с воздушным реле, а на другом конце снабженный двумя спираль-
ными пружинами, которые отрегулированы так, чтобы ставить
распределительный шток в среднее (нейтральное) положение.
Штуцеры масляных золотников расположены в их нижней части
и распределяются (рис. 117а):
1-й—для присоединения трубопровода, идущего от кранов
регуляторов;
2-й—для присоединения к коллектору обратной линии;
3-й и 4-й—для соединения с рулевой машинкой и
5-й—для соединения с коллектором капельной линии.
Воздушные реле (см. разрез рис. 117) изготовляются из двух
герметически соединенных частей, между которыми помещается
кожаная воздухонепроницаемая перегородка (мембрана). Кожа-
ная перегородка имеет в центре стальной стержень, соединенный
с распределительным штоком масляного золотника.
В верхней части воздушное реле имеет два отверстия, ко-
торые сообщают камеры реле с наружным воздухом. Эти от-
верстия имеют очень малый диаметр (0,3—0,2 мш) и с внешней
стороны закрываются фильтрами во избежание засорений.
Краны- регуляторы скорости служат для регулиро-
вания количества масла, поступающего на питание масляных
золотников. Поворачивая ручку крана-регулятора, изменяют ве-
личину проходного отверстия для масла, поступающего к зо-
лотнику. От количества масла зависит скорость движения штока
рулевой машинки. При положении крана „закрыто" масло не
поступает на золотники вовсе, а следовательно, соответствующее
управление выключается.
Положение кранов-регуляторов зависит от условий полета
и типа самолета и может быть определено опытным путем в
143
Рис. 116. Чувствительный элемент поперечной и продольной
устойчивостей—авиагоризонт:
1	— кожух ротора; 2—стабилизатор высоты; 3 — воздушное реле стабилизатора
высоты; 4 — валик задатчика крена; 5 — ролик следящей системы; 6 — трубопро-
воды от распределительной втулки: 7— кран стабилизатора высоты; 5 — арретир
авиагоризонта; Р —ручка задатчика крена; 10 — пружина следящей системы;
11	— стрелка горизонта; 12 — индекс следящей системы
144
»0—Авиационные приборы*
145
УстаноВошая рама
Рис. 117а. Штуцеры
масляного золотника:
1 — от кранов-регуляторов;
2 — к коллектору обратной
линии;
3 — 4—к рулевой машинке;
& — к коллектору капель-
ной линии.
Под рулевыми
полете. На панели кранов помещен манометр, указывающий ат-
мосферное давление масла в масляной системе.
Рулевые машинкй служат для приведения в действие
рулей управления самолета. Все три рулевые машинки соеди-
нены в один агрегат и совершенно одинаковы по размерам и
устройствух. Поэтому достаточно рассмотреть устройство и ра-
боту одной рулевой машинки.
Чертежи рулевых машинок даны на рис. 118.
Рулевая машинка состоит из литого (электрон) полого
цилиндра, внутри которого помещен поршень 1, снабженный
кожаной манжетой, плотно прилегающей к полированной вну-
тренней поверхности цилиндра. В поршень с двух сторон ввин-
чены стальные штоки 2, выходящие наружу
через сальники 3. Сальники сделаны из кожи
и снабжены пружинами и гайками для под-
тягивания их.
Концы стальных штоков снабжены уш-
ками 4 для крепления тросов управления.
Поршень делит цилиндр на две камеры,
сообщающиеся через соединительный ка-
нал 5.
В соединительном канале помещен глав-
ный кран 6 включения автопилота, при по-
мощи которого можно разобщать и сооб-
щать камеры рулевой машинки.
В верхней части рулевой машинки поме-
щен прилив, в котором имеются штуцеры 7
и 8, соединяемые с золотником, а также
регулировочный (аварийный) клапан 9.
машинками помещен металлический проти-
вень 10 для собирания масла, просачивающегося через сальники
и штуцеры.
На одном из штоков рулевой машинки помещен хомутик 11,
служащий для присоединения троса следящей системы.
На поперечном разрезе рулевых машинок показан стержень
главного крана 12 и его шкив 13. Этот шкив при помощи троса
соединяется с рукояткой, помещаемой в кабине летчика.
Работа рулевой машинки происходит следующим образом.
В рабочем положении все внутренние полости рулевой машинки
заполнены маслом, и главный кран включения должен быть
поставлен в положение, разобщающее ее камеры. При пере-
кладывании распределительного штока масляного золотника
масло устремляется в одну из камер рулевой машинки и пере-
мещает поршень, выгоняя масло из противоположной камеры
в золотник и затем в обратную линию.
Средняя скорость движения поршня 60 мм/сек. Сила, раз-
виваемая рулевой машинкой при давлении масла 7 — 8 ат,
диаметре поршня 36 мм и диаметре штока 10 мм, примерно
1 Имеются также и раздельные рулевые машинки.
/ — поршень; 2—штоки; 3 — сальники; 4 — ушки для тросов управления; 5 — соединительный канал; 6 — главный кран включения автопилота;
7—8 — штуцеры для трубопроводов от золотников; 9 — регулировочный (аварийный) клапан; 10,— противень; 11 — хомутик для троса следящей системы;
12 — стержень главного крана; 13 — шкив главного крана
10«
‘47
по стрел/се
1, 2 a 3 — воздушные РИеаматич^кие)
вых машинок; 13—14 — г "*
Рцс. 117. Установечная рама:
^еле> 4> $ и б — масляные золотинки; 7, 8 и 9 — заводные шкивы следящих систем; 10, 11 и 12,
иг чюсволепия Ддя включения электропроводки; 15—.16 — штуцеры для воздушных трубопроводов; 17—18 — uirend
торы; 23, 24 н 25 j— рельсы для ящиков чувствительных элементов
РУ
- краны-регуляторы скорости движения ,-Z^ie-
1И для освещения; 19, 23, 21 я 22 — амоу
Рис. П9. Схема работы регулировочно-ава-
рийного клапана:
1 — канал; 2 — поршень; 3 — пружина; 4 — регулиро-
вочный винт
равна 78 кг. Ход поршня рулевой машинки зависит от длины
цилиндра и для различных рулевых машинок может иметь зна-
чения 75, 100 и 135 мм.
При выключенном кране включения соединительные каналы
всех трех рулевых машинок сообщают камеры, и при перекла-
дывании соединительных штоков масляных золотников масло
одновременно поступает в обе камеры рулевых машинок. При
таком поступлении масла поршень рулевой машинки остается
неподвижным.
Во время управления самолетом „.вручную", с выключенным
краном включения, тросы управления свободно перемещают
поршни рулевых маши-
нок, заставляя масло пе-
реливаться из одной ка-
меры в другую через
соединительный канал.
Регулировочно-
аварийный клапан
служит для двух целей.
При помощи этого кла-
пана, во-первых, можно
регулировать силу, раз-
виваемую рулевой ма-
шинкой, и, во - вторых,
этот клапан дает возмож-
ность управлять „вруч-
ную" в тех случаях, когда
в результате какой-либо
неисправности (аварии)
кран не выключится.
Устройство клапана
схематически показано
на рис. 119. Клапан со-
стоит из канала 7, парал-
лельного основному со-
единительному каналу.
Этот клапан закрывается
поршнем 2, который
удерживается в закры-
3. Натяжение спираль-
том положении спиральной пружиной
ной пружины может изменяться при помощи регулировочного
винта 4.
Для нормальной работы рулевой машинки необходимо, чтобы
клапан был отрегулирован на одну атмосферу больше, чем
давление в системе маслопитания (по манометру).
Если после такой регулировки давление в системе будет
увеличено более чем на одну атмосферу, то клапан откроется
и соединит камеры рулевой машинки, т. е. выключит ее. Этот
же клапан допускает возможность управления самолетом „вруч-
ную", пересиливая рулевую машинку. 3tq имеет большое знш-
448
4
Рис. 120. Масляный отстойник:
регулятор давления масла; 2 — клапан регулятора; 3 — пружина регулятора; 4 — регул» ровочиая гайка; 5 — штуцер; б — фильтр;
7—8— клапаны
149
чение в тех случаях, когда по какой-либо причине автопилот
не выключится, а самолетом необходимо управлять „вручную",
например при посадке.
Нажимая на рули управления, летчик повышает давление
масла в одной из камер рулевой машинки; это давление пере-
дается на клапан, открывает его, и масло переливается из
одной камеры в другую, давая поршню возможность двигаться
(см. рис. 119).
Для того чтобы пересилить рулевую машинку, летчик должен
приложить силу около 40 кг.
Масляный отстойник (рис. 120) изготовляется из элек-
трона. В отстойник заливается масло, поступающее на питание
рулевых машинок автопилота.
Отработанное масло вновь поступает в отстойник.
Для работы автопилота пригодно масло только марки МВП.
В верхней крышке отстойника помещен регулятор давления
масла 7, который со-
стоит из клапана 2 и
спиральной пружины 3,
натяжение которой мо-
жет быть изменено
при помощи гайки 4.
Масло качается из
отстойника помпой,
присоединяемой кшту-
церу 5 филвтра 6. Та-
ким образом филь-
труется выходящее из
отстойника масло.
Помпа подает масло
на клапан 7, через
который оно поступает на питание автопилота. Излишек масла
через регулятор давления возвращается в отстойник. Отрабо-
танное масло возвращается в отстойник через клапан 8.
Клапаны 7 и 8 совершенно одинаковы по устройству и допу-
скают движение масла только г одну сторону.
Это достигается при помощи шарика и пружины. Схемати-
ческий разрез клапана показан на рис. 121.
Регулятор вакуума (рис. 122) предназначен для регу-
лировки и поддержания постоянного вакуума в системе чув-
ствительных элементов. Регулятор имеет четыре штуцера: один,
диаметром 10 мм, служит для соединения с вакуумпомпой,
два, диаметром 8 мм, соединяются с ящиками чувствительных
элементов и один, диаметром 6 мм, может быть использован
для соединения с корпусом указателя поворотов или же заглу-
шен нарезной пробкой.
Схематический чертеж разреза регулятора дан на рис. 123.
В герметичном корпусе 1 регулятора помещается клапан 2, кото-
рый изолирует внутреннюю полость регулятора от окружающего
воздуха. Этот клапан удерживается в закрытом положении
150
Рис. 121. Схематический разрез клапана
спиральной пружиной 3, натяжение которой может изменяться
гайкой 4. Гайка 4 снаружи закрыта навинтованной крышкой
(колпачком) 5. В нижней части регулятора имеется фильтр 6,
служащий для очистки
воздуха, входящего в си-
стему. Если разность да-
вления снаружи и внутри
корпуса регулятора со-
здает силу, действующую
на клапан, большую силы
упругости пружины, то
клапан открывается, и
вакуум в системе умень-
шается. Таким образом,
увеличивая или умень-
шая натяжение спираль-
ной пружины, можно
регулировать величину
вакуума в воздушной си-
стеме автопилота.
Вакуумпомпа (ри-
сунок 124) предназначена
Для создания вакуума
Рис. 122. Регулятор вакуума
в воздушной системе автопилота. Схематический чертеж попе-
речного разреза помпы АК-2 показан на рис. 125.
Рис. 123. Регулятор вакуума. Схематический
разрез:
1 — корпус; 2 — клапан; 3 — пружина; 4 — регулировочная
гайка; 5 — колпачок; 6 — фильтр
В чугунный кор-
пус 1 впрессован
стальной цилиндр 2.
Внутри цилиндра экс-
центрично устано-
влен стальной ротор 3.
Ротор установлен так,
что касается поверх-
ности цилиндра толь-
ко по одной образую-
щей. В роторе сделаны
4 радиальные прорези,
в которые помещены
четыре пластины 4.
При вращении ротора
пластины под дей-
ствием центробежной
силы выходят из про-
резей и прижимаются
к поверхности ци-
линдра. Пластины за-
хватывают воздух из
входного (всасывающего) отверстия 5 корпуса помпы и пере-
гоняют его через внутреннюю полость к выходному (выхлоп-
ному) отверстию 6.
151
Количество воздуха, проходящего через Помпу, зависит от
скорости вращения ротора; так, например, при скорости ротора
1 850 об/мин помпа дает 180 л воздуха в минуту.
Рис. 124. Вакуумпомпа Общий вид
Помпа может работать только при условии непрерывной
смазки. Расход масла на смазку—около 30—40 сл/3 в час. Вакуум,
создаваемый помпой, в системе автопилота зависит от плот-
ности воздуха и при уменьшении последней уменьшается. Если
Рис. 125. Схематический разрез
вакуумпомпы:
7 — чугунный корпус; 2 — стальной
цилиндр; 3 — ротор; 4 — пластины;
5 — входное отверстие; 6 — выходное
отверстие
Рис. 126. Масляная помпа МШ-5
на уровне земли помпа дает вакуум
в 100 мм рт. ст., то при тех же обо-
ротах на высоте 10000 м вакуум
равен 50 мм.
Масляная помпа предназначается для подачи масла
из бака-отстойника в масляную (силовую) систему автопилота.
Помпа МШ-5 представляет собой обыкновенную шестеренчатую
помпу (рис. 126). При 1 850 об/мин помпа МШ-5 пропускает 20 л
масла в минуту. Эта помпа имеет тот недостаток, что при про-
152
должительной работе зубья шестерен изнашиваются, и произво-
дительность помпы падает. Кроме помпы МШ-5, для автопи-
лотов АВП-12 применяется помпа МК-2.
Помпа МК-2 по своему устройству похожа на вакуумную
помпу АК-2. Производительность помпы МК-2 меньше, чем
МШ-5, но она более вынослива в работе и, кроме того, имеет
меньшие вес и габарит.
4.	Монтаж автопилота АВП-12 на самолете
Работу по монтажу АВП-12 на самолете можно разделить
на следующие операции:
1)	укрепление установочной рамы;
2)	установка рулевых машинок;
3)	установка масляного отстойника;
4)	установка масляной помпы и масляных трубопроводов;
5)	установка вакуумной помпы и вакуумных трубопроводов;
6)	соединение рулевых машинок с тросами управления и со-
единение тросов следящих систем.
Все эти операции зависят от самолета, на который монти-
руется автопилот, и поэтому заранее предусмотреть все особен-
ности той или иной операции невозможно.
В настоящем параграфе мы рассмотрим основные правила
выполнения этих операций независимо от конкретных условий.
Установочная рама должна помещаться за приборной
доской пилота с таким расчетом, чтобы передняя стенка ящиков
чувствительных элементов располагалась вровень с приборной
доской.
Для крепления установочной рамы за приборной доской
пилота должны быть помещены две дюралевые балочки короб-
чатого (швеллерного) сечения. Эти балочки должны быть жестко
прикреплены к конструкции самолета с таким расчетом, чтобы
на нижнюю ложились нижние амортизаторы установочной рамы,
а к верхней могли быть закреплены верхние амортизаторы. Схе-
матический чертеж подобной установки дается на рис. 127.
Отверстия в балочке 7, где крепятся верхние амортиза-
торы 2 установочной рамы, делаются продолговатыми. Это
необходимо для правильного расположения установочной рамы
по отношению к самолету. Установочная рама должна быть
закреплена в таком положении, при котором плоскость шкалы
чувствительных элементов перпендикулярна к продольной оси
симметрии самолета. Для выполнения этого условия самолет
устанавливается в линию полета, и горизонтальная часть рамы
выверяется по уровню. Для избежания вибрации установочная
рама не должна касаться каких-либо деталей самолета; поэтому
она крепится исключйтельно на четырех амортизаторах.
Рулевая машинка должна- быть установлена на рассто-
янии не более 3 м от установочной рамы. Место для установки
рулевой машинки обычно можно найти под кабиной пилота
153
или же за ней. Наиболее удобно располагать рулевую машинку
в главной магистрали тросов управления самолетов, т. е. вдоль
самолета; однако, если это почему-либо невозможно, то рулевая
машинка может быть расположена и поперек самолета (рис. 128
и 129).
129).



Рис. 127. Крепление установочной рамы
Вид сверху
Крепление рулевой машинки выгодно производить непосред-
ственно к фюзеляжу самолета без каких-либо дополнительных
деталей.
Рис. 128. Схема монтажа автопилота на самолете. Первый вариант:
1 — чувствительный элемент; 2 — рулевые машинки; 3 — главный кран включения; 4 — тросы
следящих систем.
154
Ручка главного крана включения устанавливается в кабине
пилота под правой рукой и соединяется с роликом главного
крана при помощи троса.
Масляный отстойник выгодно располагать вблизи мо-
тора, к которому присоединена помпа, чтобы не остывало масло.
Кроме того, отстойник нужно располагать выше помпы, чтобы
не заливать ее. маслом при запуске. Отстойник крепится к само-
лету болтами при помощи специальных обжимов.
Масляная помпа укрепляется на авиамоторе при помощи
собственного фланца и соединяется с соответствующим при-
водом мотора.
Рис. 129. Схема монтажа автопилота на самолете. Второй вариант:
1— чувствительный элемент; 2 — рулевые машинки; 3 — главный кран включения; 4 — тросы
следящих систем
Направление вращения привода должно соответствовать вра-
щению помпы.
Всасывающий штуцер помпы соединяется со штуцером филь-
тра отстойника, а подающий штуцер — с верхним контрольным
клапаном отстойника (на верхней крышке отстойника) алюми-
ниевыми трубками диаметром 10 X 8 мм. Верхний контрольный
клапан отстойника соединяется со штуцером коллектора кранов-
регуляторов скорости алюминиевой трубкой диаметром 1ОХ8мм,
которая к коллектору подводится при помощи гибкого масло-
стойкого шланга.
Краны-регуляторы скорости соединяются соответственно
с масляными золотниками трубопроводом сечением &Х.4мм, при-
чем масло должно подаваться в левый штуцер золотника, если
смотреть сзади установочной рамы. Выпускные штуцеры масля-
НЫХ зодртников должны соединяться со штуцерами рулевых
155
машинок алюминиевыми трубками сечением 6X4 мм, причем,
начиная от золотников, трубопровод должен быть гибким.
Правила соединения штуцеров:
1.	Для курсовой устойчивости штуцер золотника, ближайший
к носу самолета, присоединяется к той стороне руленой машинки,
которая дает отклонение руля поворота вправо.
2.	Для поперечной устойчивости штуцер золотника, ближай-
ший к носу самолета, присоединяется к той стороне рулевой
машинки, которая отклоняет правый элерон вниз.
3.	Для продольной устойчивости штуцер золотника, ближай-
ший к носу самолета, присоединяется к той стороне рулевой
машинки, которая отклоняет руль глубины вниз.
Правые штуцеры золотников, если смотреть сзади установоч-
ной рамы, соединяются с коллектором обратной линии трубками
сечением 6X4 мм.
В свою очередь коллектор при помощи гибкого шланга
и алюминиевой трубки 10 X 8 мм соединяется с отстойником
через боковой контрольный клапан.
Капельные штуцеры масляных золотников соединяются с кол-
лектором капельной линии трубками сечением 6X4 мм. Капель-
ный коллектор соединен со штуцером отстойника при помощи
гибкого шланга и алюминиевой трубки сечением 6X4 мм. Кол-
лектор должен быть помещен ниже золотников.
Для достижения герметичности соединений маслопроводов
концы алюминиевых трубок развальцовываются, а затем затяги-
ваются гайкой. Развальцовка выполняется специальным приспо-
соблением, прилагаемым к каждому автопилоту.
Затягивать гайки штуцеров нужно с расчетом не повредить
развальцованный конец трубки, так как в противном случае
герметичность будет нарушена. За время работы по монтажу
масляных трубопроводов следует соблюдать чистоту и следить
за тем, чтобы в трубках не оставались стружки и опилки, так
как это может вызвать отказ автопилота.-
Кроме перечисленных масляных соединений, необходимо уста-
новить еще одно, а именно: соединить проводку, питающую
краны-регуляторы, с проводкой, отводящей масло из золотников.
Эта проводка должна иметь кран, который перекрывается при
включенном автопилоте и открывается при выключенном.
Когда кран открыт, масло циркулирует по короткой маги-
страли отстойник—помпа—отстойник.
Вакуумпомпа устанавливается на авиамотор при помощи
фланца и присоединяется к соответствующему приводу мотора.
Всасывающий штуцер помпы соединяется с регулятором вакуума
при помощи трубки сечением 10 х 12 мм. Для соединения этой
трубки с регулятором применяется гибкий шланг соответствую-
щего сечения. Длина соединения от помпы до регулятора не
должна превышать 7,5 м. Штуцеры регулятора соединяются
со штуцерами на установочной раме при помощи трубки сече-
нием 8 X Ю мм. Это соединение выполняется жестко, т. е. без
гибких шлангов. Основное правило при монтаже воздухопро-
156
водов — это герметичность всех соединений, а также минималь-
ная их длина. Выше масляной помпы устанавливается масляный
бачок, из которого масло поступает на смазку помпы. Без смазки
помпа работать не может.
Соединение рулевых машинок с тросами упра-
вления и соединение тросов следящих систем за-
ключается в следующем.
Трос руля поворота должен быть присоединен к штоку кур-
совой рулевой машинки так, чтобы шток натягивал трос сле-
дящей системы при движении руля поворота вправо.
Трос элеронов должен быть присоединен к штоку попереч-
ной рулевой машинки так, чтобы шток натягивал трос следящей
системы при поднимании правого элерона (крен вправо).
Трос руля глубины должен быть присоединен к штоку про-
дольной рулевой машинки так, чтобы шток натягивал трос сле-
дящей системы при опускании руля глубины.
После того как тросы управления соединены со штоками
рулевых машинок, выполняется соединение тросов следящих
систем. Для соединения тросов следящих систем управление
закрепляется в положении, указанном выше, т. е. руль поворота
в крайнем правом, элероны: правый поднят, а левый опущен-
руль глубины — в крайнем нижнем.
Тросы следящих систем крепятся к соответствующим штокам
рулевых машинок. Заводные шкивы следящих систем должны
быть раскручены так, чтобы оставался запас на одну четверть
оборота до полного раскручивания.
После закрепления тросов следящих систем управление пере-
кладывается в противоположное крайнее положение, для того
чтобы удостовериться, что остается некоторый запас в пружине
заводного шкива следящей системы, т. е. трос сохраняет натя-
жение.
Так как штоки рулевых машинок имеют возможность во время
работы поворачиваться вокруг собственной оси, то весьма веро-
ятно скручивание тросов управления с тросами следящих систем,
что должно привести к отказу автопилота.
Во избежание скручивания нужно применять специальную
планку из фибры или какого-либо металла, в которой имеется
прорезь для шпильки, крепящей трос управления к штоку руле-
вой машинки. Это приспособление исключает возможность вра-
щения штока, а следовательно, и скручивания тросов.
Тросы следящих систем должны быть как можно более ко-
роткими и проведены, по возможности, прямо для уменьшения
числа вспомогательных роликов.
Наиболее подходящим нужно считать гибкий авиационный
трос диаметром 1,6 мм, Вспомогательные ролики должны иметь
диаметр не менее 50 мм и шариковые подшипники.
После выполнения соединений тросов управления и следящих
систем следует проверить их правильность. Для выполнения этой
проверки необходимо поставить на установочную раму чувстви-
тельные элементы. Ящики чувствительных элементов вдвигаются
157
в раму по направляющим: полукомпас слева — авиагоризонт
справа, и закрепляются винтами.
Проверка соединения тросов следящих систем производится
следующим образом. Рули управления центрируются. Гироскопы
арретируются; при помощи кнопок управления указатели следя-
щих систем совмещаются с индексами авиагоризонта, а кар-
тушка полукомпаса и верхняя шкала устанавливаются на 0°
(или на одинаковый любой отсчет).
После выполнения указанной установки приводят в действие
рычаги управления самолетом. Указатель продольной следящей
системы и верхняя шкала полукомпаса должны поворачиваться
в сторону, обратную действию рулей, а указатель поперечной
следящей системы—в сторону поворота штурвала-ручки.
Если какой-либо из указателей следящих систем движется
в обратном направлении, то это говорит о неправильном соеди-
нении троса следящей системы с рулевой машинкой, т. е. трос
прикреплен не к тому концу штока, и его нужно переставить.
Указатели следящих систем должны следовать за малейшим
движением рулей управления. Если движение указателя отстает
от движения руля, то это значит, что в следящей системе
имеется мертвый ход, который необходимо уничтожить.
После проверки правильности соединений проверяют отно-
шение следящих систем. Для этой цели гироскопы аррети-
руются, указатели следящих систем устанавливаются по ин-
дексам авиагоризонта.
Руль поворота перекладывается доотказа в сторону, и верхняя
шкала полукомпаса подводится на отсчет 0°. После этого руль
поворота перекладывается в другую сторону и отсчитывается
угол, на который переместилась шкала. Измеряется угол, на
который повернулся руль поворота, от одного до другого по-
ложения. Отношение угла, на который переместился руль, к углу
перемещения шкалы и есть отношение следящей системы руля
поворота. Аналогичную работу проделать для элеронов и руля
глубины, измеряя углы, на которые перемещаются указатели
Следящих систем, при поМощи транспортира и линейки.
Отношение следящих систем для разных типов самолетов
различно, но для данного типа самолета постоянно и должно
таким сохраняться.
Изменение отношения следящих систем может быть достиг-
нуто изменением диаметра заводных шкивов на установочной
раме.
5. Испытания автопилота АВП-12
А. Испытания на земле
После окончания монтажных работ и заполнения бака отстой--
ника на s/4 маслом следует произвести испытания автопилота.
В процессе испытаний выявляются: во-первых, исправность от-
дельных деталей прибора, а во-вторых, правильность выполнения
•158
монтажа. Испытания производятся вначале на земле, а затем
в воздухе.
Для испытания на земле надо проделать следующее:
1.	Запустить мотор самолета и держать его на небольших
оборотах (от 600 до 1 000). Манометр масла должен начать ра-
ботать. Пользуясь манометром, отрегулировать давление масла
при помощи регулятора до 10 ат. При этом краны-регуляторы
скорости должны быть полностью закрыты. Отрегулировать
вакуум ,по вакуумметру при помощи вакуумного регулятора
до 75 мм.
Необходимо иметь в виду, что если масляная помпа распо-
ложена значительно выше отстойника, то давление масла не
создастся, и, кроме того, помпа, работая без масла, может
выйти из строя.
В этих случаях необходимо залить помпу маслом, для чего
можно использовать давление воздуха, сообщая его в верхнюю
часть отстойника через один из штуцеров верхней крышки.
2.	Открыть полностью краны-регуляторы. Медленно двигать
органами управления самолета (ручкой и педалями) во всех
направлениях в течение 5 минут. Это делается для удаления
воздуха из масляной системы и заполнения всей маслопроводки
маслом. После этого мотор выключить и долить масла в от-
стойник.
3.	Заарретировать оба гироскопа (полукомпас—ручка от себя,
авиагоризонт — ручка на себя). Поставить все рули в нейтраль-
ное положение. Также в нейтральное положение поставить
указатели следящих систем, действуя для этого ручками упра-
вления автопилотом.
4.	Запустить мотор вновь и держать на оборотах 600—1 000.
Включить автопилот, повернув ручку главного крана включения
в положение „включено". Проверить правильность соединений
маслопроводов от золотников к рулевым машинкам, для чего:
а)	повернуть ручку „поворот" вправо; руль поворота должен
переложиться вправо;
б)	повернуть ручку „крен" влево; от этого ручка (штурвал)
должна повернуться влево, правый элерон должен опуститься,
левый — подняться;
в)	повернуть ручку „подъем — спуск" против часовой стрелки; •
от этого ручка (штурвал) должна пойти назад, а руль глубины—
вверх.
Если какое-либо из этих движений происходит в обратном
направлении, то это говорит о неправильном присоединении
трубопроводов масла у соответствующего золотника. Переста-
вить маслопроводы у золотника.
5.	Проверить чувствительность автопилота, медленно пово-
рачивать ручки управления и следить, как на это реагируют
рули. Руль должен поворачиваться при смещении указателя
следящей системы на 0,5°.
6.	Медленным движением сектора газа довести обороты
мотора до максимальных и заметить показания манометра и
159
вакуумметра. Масляный манометр должен показывать не больше
10,5 ат, а вакуумметр — не больше 125 мм рт. ст.
Тщательно проверить все соединения и детали масляной
системы в отношении течи.	S ,
Б. Испытания в полете
Испытания в полете производятся только в случае хороших
результатов испытаний на земле. Испытание в полете нужно
вести по следующей программе.
1.	Включение автопилота. Набрать высоту не ниже
500 и не выше 2 500 м и перевести самолет в положение гори-
зонтального прямолинейного полета.
Прежде чем включать автопилот, необходимо установить
распределительные втулки чувствительных элементов в ней-
тральное положение по отношению к заслонкам. Для этого
нужно поступить следующим образом.
Действуя установочной ручкой полукомпаса, поставить
нижнюю шкалу (картушку) на отсчет компасного курса самолета
или же на 0°, после чего ручку выдвинуть на себя. После этого
действия ручкой поворота вращать верхнюю шкалу до тех пор,
пока под курсовую черту не подойдет деление, соответствую-
щее отсчету по нижней шкале. Это служит показателем того,
что распределительная втулка заняла нейтральное положение
относительно заслонки полукомпаса.
Освободить авиагоризонт, вдвинув ручку арретира. Дей-
ствуя ручкой „крен“, привести указатель следящей системы
поперечного чувствительного элемента в совпадение с верхним
индексом шкалы авиагоризонта. Действуя ручкой „подъем—
спуск”, подвести указатель следящей системы продольного
чувствительного элемента (с правой стороны авиагоризонта)
к стрелке авиагоризонта. Это служит показателем того, что
распределительные втулки заняли нейтральное положение по
отношению к заслонкам • поперечного и продольного чувстви-
тельных элементов.
Краны-регуляторы скорости полностью открыть и медленным
движением главного крана включения включить автопилот
в управление самолетом.
При включении автопилота некоторое время надо сохранять
ручное управление для избежания резкого выравнивания само-
лета, которое может произойти, если в промежуток времени
от установки указателей следящих систем до включения авто-
пилота самолет изменил свое положение.
2.	Проверка кранов-регуляторов скорости. Заме-
тить, как ведет себя самолет, управляемый автопилотом, при
полностью открытых кранах-регуляторах. В общем случае само-
лет должен сохранять устойчивость, но со значительными
колебаниями во всех плоскостях. Медленно прикрывать краны-
регуляторы по одному до полного их закрытия, следя, как это
влияет на колебания самолета.
160
Затем медленно открывать краны-регуляторы до получения
лучших результатов и отметить найденное положение ручек
кранов. Регулировкой кранов-регуляторов можно добиться
колебаний с амплитудой, не превышающей 1°.
После этого перейти в слой воздуха, где наблюдается бол-
танка, и, в случае надобности, действуя кранами-регуляторами,
добиться хорошего управления самолета автопилотом. Затем
опять вернуться в прежний слой воздуха (с меньшей болтан-
кой), посмотреть, как будет вести себя самолет, и сравнить
полученные результаты в различных условиях полета. Необхо-
димо заметить, что полученная таким образом регулировка кра-
нов дает хороший результат только при той воздушной скорости
и нагрузке, при которых она была получена.
Обычно наиболее трудно бывает добиться хорошей курсовой
устойчивости. Это происходит из-за того, что у самолета
вообще курсовая устойчивость сохраняется хуже других. Коле-
бания самолета на курсе (рыскания) могут быть также вызваны
небольшими колебаниями элеронов, которые не вызывают крена.
Самолет стремится развернуться в сторону опущенного элерона,
а отсюда и возникает рыскание на курсе. Это следует иметь
в виду и в некоторых случаях добиваться курсовой устойчи-
вости, действуя краном-регулятором поперечной устойчивости.
3.	Испытание на высоту. Вакуум, создаваемый помпой,
зависит от скорости вращения помпы, а также от плотности
воздуха. Поэтому при увеличении высоты полета из-за умень-
шения плотности воздуха вакуум, создаваемый помпой, начи-
нает уменьшаться. Для нормальной работы автопилота мини-
мальный допустимый вакуум 75 мм рт. ст. Во время полетных
испытаний надо опытным путем установить высоту, до которой
вакуум сохраняется, т. е. найти потолок автопилота.
В среднем эта высота достигает 6000 м.
4.	Испытания на малых о б о р ота х. Автопилот должен
хорошо работать при 1 000 об/мин мотора, но нужно установить
минимальные обороты, при которых автопилот работает, т. е.
при которых будет достаточный вакуум (75 мм), а также доста-
точное давление масла.
5.	Испытания на прямолинейном полете. Самолет
направляется по какому-либо компасному курсу (по магнитному
компасу). Замечают, как точно выдерживается курс. Допускается
изменение курса в 3° за 15 минут. 1'ели изменение курса больше
допуска, то следует предположить, что полукомпас уходит
быстрее, чем это допускается. Если есть уверенность, что
полукомпас отрегулирован хорошо, то причину надо искать
в недостаточно хорошей амортизации установочной рамы. Надо
проверить работу и состояние амортизаторов.
6.	Испытания на медленном развороте и ви-
раже. Самолет должен находиться в прямолинейном горизон-
тальном полете. Медленно вращая ручку „поворот", следить
за изменением курса и положением самолета. Так как на за-
слонки маятниковой коррекции авиагоризонта на развороте
11—Авиационные приборы.	161
начинает действовать центробежное ускорение, они начинают
отклоняться от вертикали и уводить за собой гироскоп. От,
этого самолет получает поперечный крен. Если скорость пре- ’
цессии гироскопа авиагоризонта велика, то этот крен создается
очень быстро и не дает развернуться на большое число гра-
дусов. Испытания на медленном развороте имеют целью уста-
новить, на сколько градусов можно развернуть самолет без
крена. Для испытаний на вираже сперва действуют ручкой
„крен" и, создав крен в 15—-20°, немедленно начинают вращать
ручку поворота в сторону крена. Скорость вращения этой
ручки подбирается такой, чтобы шарик указателя скольжения
оставался на нулевом положении, т. е. чтобы вираж был пра->
вильным. На вираже необходимо следить за тем, чтобы нос
самолета не зарывался. Если это происходит, то, действуя
ручкой „подъем", несколько поддерживать самолет, не давая
ему зарываться.
7.	Осмотр после полета. После полетных испытаний
необходимо еще раз осмотреть всю установку.
Главное внимание надо обращать на следующее:
1)	нет ли течи в масляной системе;
2)	не вытянулись ли тросы;
3)	не разболтались ли опоры роликов тросов и следящей
системы;
4)	проверить количество масла и, если нужно, долить.
О результатах испытаний на земле и в полете составляется
отчет.
6.	Эксплоатация автопилота АВП-12
В процессе испытаний автопилота на земле, а также при
эксплоатации автопилота вообще, может выявиться ряд неис-
правностей, приводящих к отказу прибора. Ниже мы приведем
наиболее возможные неисправности, разберем их причины,
а также методы устранения.
1.	Недостаточный вакуум. Причиной этого явления
может быть:
а)	Неправильная регулировка регулятора вакуума.
б)	Малый диаметр трубопровода к вакуумпомпе.
При длине 3 м трубопровод требует внутреннего диаметра
не менее 6 мм. При необходимости увеличить длину трубопро-
вода надо увеличивать и внутренний диаметр его. На каждые
1, 5 м увеличения диаметр увеличивать на 1,5 мм.
в)	Резкие перегибы трубопровода. Трубопровод должен быть
возможно более прямым.
г)	Задержки в выхлопном штуцере помпы. Необходимо про-
верить и в случае надобности прочистить.
д)	Недостаток масла в помпе. Воздух, выходящий из выхлоп-
ного патрубка помпы, должен содержать примесь масла.
е)	Помпа работает не в ту сторону. Переставить помпу так,
чтобы направление вращения привода мотора соответствовало
направлению вращения помпы.
162
2.	Малое давление масла. Причиной этого явления
может быть:
а)	Негерметичность системы маслопроводов, т. е. где-либо
имеется большая течь.
б)	недостаток масла, в системе; в этом случае необходимо
проверить количество масла в отстойнике и, если нужно,
долить до нормы.
в)	неправильно отрегулирован масляный регулятор;
г)	загрязнен клапан масляного регулятора; прочистить клапан
регулятора.
3.	Качка Qpганов управления. Эти неисправности
выражаются в том, что "при работе автопилота на земле (в воз-
духе) органы управления все время качаются (колеблются).
Причинами этого могут быть:
а)	Воздух, оставшийся в масляной системе, т. е. не вся система
заполнена маслом и в ней имеются воздушные пробки. При
работе автопилота воздух под давлением сжимается, а затем,
разжимаясь, производит обратное движение. Убедиться в при-
сутствии воздуха можно, действуя „вручную" органами упра-
вления при включенном автопилоте, т. е. делая попытку пере-
силить автопилот. Если органы управления имеют люфт, то
воздух в системе есть", если люфта не обнаружено, то воздуха
нет. Воздух из масляной системы удаляется так, как указано
в разделе „Испытания автопилота".
б)	Заедание масляного золотника. Центрирующие пружины
не возвращают масляный золотник в нейтральное положение.
Чаще всего это происходит от попадания грязи внутрь золот-
ника. Устранить это можно, действуя штоком золотника вруч-
ную.
в)	Заарретированный авиагоризонт. В этом случае (только
в полете) гироскоп авиагоризонта будет прецессировать от
одного плеча арретира к другому.
г)	Отставание движения троса следящей системы из-за ра-
стяжения его. Это заставляет следящую систему отставать и
тем самым вызывать обратное действие управления. Устранить
это можно, заменив трос.
д)	Неисправность масляного золотника, происходящая от не-
правильной регулировки пружин золотника или от недоста-
точной их длины. В первом случае нарушается центровка золот-
ника, т. е. положение штока золотника не соответствует ней-
тральному, а во втором случае шток имеет продольный люфт.
Эту неисправность устранить трудно и поэтому нужно
заменить золотник запасным.
4.	Толчкообразное управление. Органы управления
при работе автопилота двигаются толчками. Это может явиться
следствием следующих причин:
а)	заедание ролика следящей системы в результате попадания
в него какого-либо сора во время монтажа;
б)	воздух в масляной системе;
в)	заедания масляного золотника.
11*	163
5.	Управление отстает в одном направлении.
Такое явление может возникнуть от:
а)	недостаточно натянутого ролика следящей системы, в ре-
зультате чего он не выбирает слабину троса следящей системы;
б)	ослабления пружин следящих систем;
в)	неравномерного отсоса из щелей коллектора чувствитель-
ного элемента 1;
г)	засорения одного из воздушных фильтров воздушного реле.
Фильтр необходимо снять и прочистить.
6.	Управление отстает в двух направлениях.
Такое явление происходит от следующего:
а)	краны-регуляторы скорости недостаточно открыты;
б)	давление масла мало для преодоления нагрузок управления;
в)	недостаточный вакуум; воздушное реле не имеет полного
хода;
г)	большой зазор между заслонкой и распределительной втул-
ками; этот дефект не может быть устранен и требует замены
чувствительного элемента.
Оба воздушных фильтра воздушного реле засорены; филь-
тры снять и прочистить.
7.	Управление действует только в однусто-
рону. Здесь причинами могут быть:
а)	негерметичность соединений чувствительных элементов
с воздушным реле;
б)	засоренность одной из щелей распределительной втулки или
обрыв трубопровода к воздушному реле;
в)	засоренность грязью масляного золотника, в силу чего он не
перекладывается 1 2;
г)	неправильность соединения следящей системы или маслопро-
вода, идущих к рулевой машинке 3.
8.	Управление не действует совсем. Если'автопилот
совсем не работает, то причины могут быть следующие:
а)	Заедают масляные золотники. Это явление обычное после
монтажа. Устранить его можно, приводя управление в действие
рукой. От этого масло смывает грязь с золотника и гонит ее
в отстойник.
б)	Не включен главный кран включения или же во включен-
ном положении он неполностью закрывает обходный канал
рулевых машинок.
в)	Недостаточный вакуум.
г)	Недостаточное давление масла. Для некоторых типов са-
молетов давление масла может быть увеличено сверх 10 ат,
но не более 15 ат.
1 Это может возникнуть из-за неодинаковых зазоров между заслонкой и
щелями распределительной втулки, а также из-за закупорки воздухопро-
водов, идущих от распределительной втулки к воздушному реле, и из-за
повреждений этих воздухопроводов.
Для обнаружения и устранения этого чувствительный элемент должен
быть снят с самолета для проверки.
3 Это проверяется приведением в действие золотника рукой.
3 Надо проверить и пересоединить.
164
д)	Негерметичность соединений чувствительных элементов
с воздушными реле.
е)	Велик зазор между заслонками и распределительными
втулками чувствительных элементов.
ж)	Засорены фильтры воздушного реле.
7.	Осмотр и уход за автопилотом
Для предупреждения отказов автопилота в воздухе и свое-
временного исправления возникающих неисправностей следует
систематически осматривать автопилот. При периодическом
осмотре обращать внимание на следующее:
1.	Проверять все трубопроводы и их соединения, не допу-
ская течи. В случае надобности заменять прокладки в соеди-
нениях.
2.	Следить за количеством масла в отстойнике и поддержи-
вать в нем необходимый уровень.
3.	Проверять тросы следящих систем и рулевых машинок,
своевременно заменяя потертые и растрепавшиеся.
4.	Проверять и прочищать все воздушные фильтры, не допу-
ская их засорения.
5.	Проверять амортизаторы установочной рамы.
После того как автопилот проработает положенное ему
время (около 300 часов), следует:
а)	снять чувствительные элементы и проверить на прове-
рочной установке „Скорсби1 11 *; кроме того, проверить резиновые
соединения на задней стенке чувствительных элементов;
б)	выпустить масло из отстойника; вынуть фильтр, промыть
его и поставить на место; залить свежее масло в отстойник;
в)	снять помпы и промыть их в бензине; разбирать помпы
только в крайнем случае;
г)	произвести испытания на земле согласно указаниям, данным'
выше.
8.	Управление автопилотом АВП-12
Для управления автопилотом служат следующие детали:
главный кран включения, ручки чувствительных элементов и
краны-регуляторы скорости движения рулевых машинок.
1.	Включение автопилота. Прежде чем включить авто-
пилот, необходимо убедиться, достаточны ли вакуум и давление
масла. Если показания вакуумметра и масляного манометра со-
ответствуют необходимым, то можно включать автопилот.
Действуя ручками чувствительных элементов, необходимо:
а)	установочной ручкой полукомпаса установить картушку
на курс по магнитному компасу (или на 0°), после чего осво-
бодить полукомпас и, действуя ручкой „поворот", установить
верхнюю шкалу на то же деление;
1 Установка „Скорсби" является проверочной установкой для прибора
•АВП-12 в лабораторных условиях.
165
б)	освободить авиагоризонт и, действуя ручками „крен" и
„подъем-спуск", установить индекс следящих систем на нулевое
положение.
После этого включить главный кран включения. Включив
кран, некоторое время продолжать управлять самолетом вруч-
ную, чтобы дать автопилоту время на включение в работу.
Если дальнейший полет предполагается на высоте включения
автопилота, то нужно сейчас же включить стабилизатор высоты.
2.	Плоский доворот. При необходимости некоторого
доворота, т. е. небольшого изменения курса, медленно вращать
ручку „поворот*1 в нужную сторону, следя по полукомпасу за
изменением курса. Этим способом не рекомендуется разворачи-
ваться на большие углы, так как возникающая центробежная
сила действует на заслонки маятниковой коррекции авиагори-
зонта и последний сбивается, уводя за собой самолет; таким
образом самолет начинает получать поперечный крен.
3.	Вираж. Чтобы ввести самолет в вираж, необходимо
ручкой „крен" создать крен в 20—25°, следя по шкале попереч-
ных кренов. Одновременно вращать ручку „поворот" в сторону
созданного крена.
Скорость вращения ручки „поворот" должна быть такой,
чтобы указатель скольжения оставался в нулевом положении,
т. е. чтобы вираж был правильным.
Если во время виража нос самолета начнет зарываться, то,
действуя ручкой „подъем", несколько поддерживать его.
Под влиянием центробежных сил авиагоризонт будет сби-
ваться и тем самым несколько увеличивать крен.
Чтобы вывести самолет из виража, надо прекратить вра-
щение ручки „поворот" и поставить ручку „крен" в первона-
чальное положение.
4.	Спираль. Для совершения спирали поступают совер-
шенно так же, как и на вираже, но одновременно с ручкой
„поворот" действуют ручкой „подъем-спуск", в зависимости от
направления спирали.
Если во время полета с автопилотом самолет попадает
в сильную болтанку и обнаружатся колебания всех стабили-
заций или какой-нибудь одной, то надо действовать соответ-
ствующим краном-регулятором, постепенно приоткрывая его
до тех пор, пока колебания не уменьшатся до допустимых.
В том случае, если автопилот ведет самолет явно неудов-
летворительно и улучшить управление при помощи кранов-
регуляторов не удалось, следует выключить главный кран и
после посадки произвести испытания автопилота на земле.
Если по каким-либо причинам главный кран не выключился,
то это не исключает возможности управления самолетом вруч-
, ную.
Так как рулевые машинки автопилота снабжены регулиро-
вочно-аварийным клапаном, рулевая машинка может быть пере-
силена ручным управлением. Для этого надо создать усилие,
примерно, 40 кг.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Глава I
ЭЛЕМЕНТАРНАЯ ТЕОРИЯ ГИРОСКОПА
Стр.
.], Вращение в пространстве плоскости горизонта и полуденной
линии..................................................... 3
2.	Гироскоп, его основное свойство и кажущееся движение......	8
3.	Прецессионное движение...................................... 15
4.	Правило штопора.........................................'	•	20
5.	Некоторые сведения о маятнике............................... 24
Глава II
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ГИРОСКОПИЧЕСКИХ ПРИБОРАХ, ПРЕД-
НАЗНАЧЕННЫХ ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ СЛЕПОГО ПОЛЕТА
1.	Слепой полет................................................ 29
2.	Главные оси устойчивости	самолета........................... 30
3.	Источники вакуума для	гироскопических приборов.............. 30
А.	Трубки Вентури........................................ 30
Б. Монтаж трубки Вентури и трубопроводов................	34
В.	Недостатки трубки Вентури и переход на вакуумпомпу’ ...	35
4.	Указатель скольжения ....................................... 37
Глава III
УКАЗАТЕЛЬ ПОВОРОТА (УП)
1.	Назначение и принцип устройства указателя поворота.......... 43
А. Назначение указателя поворота......................... 43
Б. Принцип устройства указателя поворота................. 44
2.	Описание указателя поворота................................. 48
3.	Испытания н регулировка указателя поворота.................. 52
4.	Дефекты указателя поворота.................................. 54
5.	Разборка и сборка указателя поворота........................ 55
6.	Монтаж и эксплоатация указателя поворота.................... 59
7.	Пользование указателем поворота в полете и тарировка его шкалы. 60
Глава IV
АВИАГОРИЗОНТ (АГ)
1.	Назначение и принцип устройства авиагоризонта............... 65
2.	Описание авиагоризонта АГ-3................................. 69
3.	Ошибки авиагоризонта ....................................... 73
167
4.	Испытания авиагоризонта.....................................
5.	Разборка, сборка и регулировка авиагоризонта АГ-3...........
6.	Монтаж и эксплоатация авиагоризонта.........................
7.	Пользование авиагоризонтом в полете ........................
Глава V
ПОЛУКОМПАС (ГПК)
1.	Назначение полукомпаса......................................
2.	Принцип устройства полукомпаса . . .........................
3.	Описание полукомпаса........................................
. Ошибки полукомпаса.........................................
5. Испытания полукомпаса.......................................
ь. Разборка, сборка и регулировка полукомпаса..................
7.	Пользование полукомпасом в полете...........................
Глава VI
ГИРОМАГНИТНЫЙ КОМПАС (ГМК)
1.	Назначение и принцип устройства гиромагнитного компаса....
2.	Описание гиромагнитного компаса..........................,
3.	Испытания гиромагнитного компаса ...........................
4.	Разборка, чистка, сборка и балансировка гиромагнитного компаса .
5.	Монтаж и эксплоатация ГМК на самолете...........•..........
А. Монтаж...............................................
Б. Определение и уменьшение девиации....................
В.	Эксплоатация ГМК.....................................
Глава VII
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ СБ АВТОПИЛОТАХ
I.	Назначение автопилотов....................................
2.	Основные требования к автопилоту .........................
3.	Виды чувствительных элементов.............................
Глава VIII
АВТОПИЛОТ АВП-12
1.	Общая характеристика автопилота...........................
2.	Описание принципиальной схемы АВП-12......................
3.	Описание материальной части...............................
4.	Монтаж автопилота АВП-12 на самолете......................
5.	Испытания автопилота АВП-12...............................
А. Испытания на земле..................................
Б. Испытания в полете.................................
6.	Эксплоатация автопилота АВП-12...........................
7.	Осмотр и уход за автопилотом.............................
8.	Управление автопилотом АВП-12..........................