И. Е. Бондарчук, В. И. Харин

Принцип действия компаса основан на использовании свойства свободно подвешенного магнита, имеющего форму стержня, уста­навливаться в полости магнитного меридиана Земли. Установлен магнитный компас над приборной доской, вдоль продольной оси самолета.

Магнитный компас КИ-13 является дублирующим курсовым при­бором и используется экипажем самолета при отказе гироиндукционного компаса ГИК-1. Однако эки­паж самолета обязан в полете эпизодиче­ски наблюдать за показаниями компаса КИ-13 как дающего общую ориентацию о курсе следования самолета, и сличать эти показания с показаниями компаса ГИК-1 для своевременного обнаружения его неисправности.

Устройство и работа. Чувствительным элементом компаса (рис. 79) является картушка 5 поплавкового типа с верти­кальным лимбом. На картушку нанесена шкала от 0 до 360°. Оцифровка через 30°, цена деления 5°. Картушка опирается на поплавок, к которому жестко крепятся два магнитных стержня 7. Наличие магнитных стержней застав­ляет картушку устанавливаться вдоль плоскости магнитного мери­диана Земли, тем самым она сохраняет относительно Земли неиз­менное направление.

В корпус компаса залита жидкость лигроин марки ЛВ-2, слу­жащий для демпфирования колебаний картушки, уменьшения ее веса и трения шпильки о подпятник 6.

Для устранения полукруговой девиации, в пределах от 20 до 50°, внизу корпуса смонтировано девиационное устройство. При устране­нии девиации компаса вращают валики с надписью «С—Ю», «В—3», указывающие курсы, на которых устраняется полукруговая девиа­ция. Отсчет показаний производится с помощью курсовой черты, укрепленной на внутренней лицевой части прибора. Внутри корпуса прибора имеется мембра­на, которая служит для компенсации изменения объема жидкости при из­менении температуры.

Работает магнитный компас следующим обра­зом. В прямолинейном горизонтальном полете кар­тушка устанавливается к плоскости магнитного ме­ридиана (в направлении Север — Юг) и сохраняет относительно Земли неиз­менное направление. При повороте самолета магнитное поле Земли удер­живает картушку со шка­лой в неизменном положе­нии, а связанная с корпу­сом прибора курсовая черта поворачивается на тот же угол, что и самолет, показывая ве­личину угла поворота самолета.

Компас КИ-13 нормально работает при кренах самолета до 17°, свыше — картушка компаса задевает за внутренние части прибора, и он становится неработоспособным.

Ошибки магнитного компаса КИ-13. Ошибки магнитных компа­сов подразделяются на две группы: методические, зависящие от самого метода измерения курса самолета; инструментально-шкаловые — от качества изготовления прибора и других факторов.

Северная поворотная ошибка учитывается так: при выводе самолета из разворота на северных курсах надо не доводить самолет до намеченного курса на величину крена разворота, а на южных курсах, наоборот, переводить в среднем на ту же величину крена разворота.

Девиация компаса подразделяется на полукруговую и чет­вертную. Полукруговая девиация уничтожается штурманом на че­тырех основных румбах 0, 90, 180 и 270°. Четвертная девиация спи­сывается на восьми румбах 0, 45, 90, 135, 180, 225, 270 и 315° и учи­тывается в полете по графику (таблице), который устанавливается в кабине экипажа.

Креновая девиация возникает при полете самолета с по­перечными и продольными кренами. Наибольшего значения она достигает при продольных кренах (наборе высоты или снижении). В практике самолетовождения не учитывается.

Инерционная ошибка возникает при развороте самолета под действием центробежных сил, действующих на утяжеленный конец картушки, которая отклоняется от плоскости магнитного ме­ридиана. Поэтому после выхода из разворота отсчет надо произво­дить через 20—30 с.

Вибрационная ошибка возникает под влиянием вибра­ции самолета, воздействующей на картушку. Эту ошибку сводят к минимуму методом амортизации компаса.

На исполнительном старте после установки самолета по оси ВПП в направлении взлета убедиться, что магнитный курс на ком­пасе КИ-13 совпадает со взлетным магнитным курсом с точностью не менее 3°.

После взлета компасный курс отсчитывается на шкале картушки компаса против курсовой черты. Однако в полете, особенно в неспо­койной атмосфере, наблюдаются колебания картушки, которые могут достигать ±15÷20°. Поэтому берут не мгновенное показание компаса, а средний отсчет, который выявляется путем наблюдения за «ходом» картушки в течение 5—10 с.

При хорошей видимости, летчик удерживает самолет на задан­ном курсе с помощью визирования видимых объектов вблизи гори­зонта и лишь изредка проверяет по компасу правильность выполне­ния полета. Для определения в полете более точного курса необхо­димо производить серию отсчетов через небольшие интервалы вре­мени (3÷5 отсчетов). Выполнять развороты самолета необходимо плавно и с малыми кренами. Это повышает точность разворота и дает возможно меньшие послевиражные ошибки, которые исправля­ются после разворота в горизонтальном полете.

При пользовании магнитным компасом в полете надо учитывать ошибки, присущие ему. Измеренный компасный курс исправляется поправкой на девиацию Δ_к, чтобы определить магнитный курс, и поправкой на магнитное склонение Δ_м, чтобы получить истинный курс.

54. Гироскопические приборы
Понятие о гироскопе. Приборы и системы, основной частью кото­рых является гироскоп, называются гироскопическими. Гироскоп — это быстро вращающееся массивное симметричное тело, подвешен­ное в карданном подвесе и имеющее более одной степени свободы. Гироскоп (рис. 80) состоит из тяжелого ротора 1, подвешенного в карданном подвесе, имеющего две рамки: внутреннюю 2 и внеш­нюю 3. Ось вращения ротора X — X, называется главной осью гироскопа. На рис. 80 показан ротор гироскопа, который может вращаться вокруг сво­ей собственной оси и одновременно вместе с внутренней и внешней рамка­ми — вокруг двух других взаимно пер­пендикулярных осей.

Гироскоп, который имеет три оси вращения (см. рис. 80), называется ги­роскопом с тремя степенями свободы. Степень свободы — это возмож­ность гироскопа вращаться вокруг ка­кой-либо оси в пространстве.

Если закрепить одну из рамок, то гироскоп потеряет одну степень свобо­ды и будет называться гироскопом с двумя степенями свободы. Если у ги­роскопа закрепить неподвижно и вто­рую рамку, то он потеряет и вторую степень свободы. В таком виде свойст­ва гироскопа уже ничем не проявляются и тяжелый ротор с одной степенью свободы называется маховиком.

Свободный гироскоп обладает тремя основными свойствами:

1. Главная ось гироскопа X—X стремится сохранить неизменным свое направление в мировом пространстве до тех тор, пока на гиро­скоп не 'подействует внешняя сила.

2. Если к главной оси гироскопа приложить внешнюю силу, то она отклонится не в том направлении, в котором действует сила, а в направлении, перпендикулярном действию силы.

3. Быстро вращающийся ротор гироскопа не реагирует на крат­ковременную приложенную силу.

В современных гироскопах ротор является вращающейся частью электродвигателя постоянного тока или электродвигателя перемен­ного трехфазного тока.

В настоящее время гироскопы и гироскопические системы широ­ко применяются в различных областях техники: в авиации, на раке­тах и морских судах для целей навигации и автоматического управ­ления, для прокладки шахт и тоннелей, при бурении нефтяных сква­жин, при запуске искусственных спутников Земли, космических ко­раблей и т. д.

Примечание. При рулении гироскопические приборы должны быть выклю­чены и разарретированы во избежание повреждения гироскопов.

Установлен ЭУП-53 на левой панели приборной доски, питается постоянным током напряжением 28,5 В. Величина тока, потребляе­мая прибором, не превышает 0,13 А.

Включается прибор в работу с помощью выключателя с надпи­сью «ЭУП», который расположен на левой панели приборной доски. Защита цепи питания от коротких замыканий осуществляется ав­томатом защиты сети АЗС-2 с надписью «ЭУП-53», установленным на щите АЗС.

Устройство и работа. Указатель поворота состоит из двух само­стоятельных приборов: указателя поворота и указателя скольже­ния, размещенных в одном корпусе.

Чувствительным элементом и основной частью в указателе пово­рота является гироскоп с двумя степенями свободы, у которого главная ось расположена горизонтально. В роли гироскопа (рис. 82) используется электродвигатель постоянного тока, ротор 1 которого вращается с частотой 6000 об/мин. Электрический гироскоп через передающий механизм воздействует на стрелку. Для успокоения колебаний стрелки 5 служит воздушный демпфер 6, со­стоящий из цилиндра, внутри ко­торого движется поршень.

На лицевой части прибора смонтирована шкала и указатель скольжения. На шкале указателя вправо и влево от нулевой отмет­ки имеются три деления и цифра 45° на крайних делениях. Деле­ние шкалы вправо и влево от ну­левой отметки шкалы рассчитаны на показания правильного разво­рота самолета вокруг вертикаль­ной оси с поперечными кренами 15, 30 и 45° при скорости полета 500 км/ч.

Угловая скорость разворота самолета для поперечного крена в 15° составляет 1,1°/с; для попе­речного крена 30° — 2,3 /с и для крена 45°—47с

Внизу лицевой части прибора расположен указатель скольжения, который служит для указа­ния скольжения самолета и рабо­тает на принципе свойств физического маятника. Состоит из стек­лянной трубки, заполненной жидкостью (толуолом). Внутри труб­ки помещен стеклянный шарик, который указывает скольжение са­молета.

Указатель поворота работает следующим образом. При поворо­те самолета вокруг вертикальной оси на гироскоп действует момент внешней силы, благодаря ему в гироскопе возникает гироскопиче­ский момент, который поворачивает ротор гироскопа и рамку вокруг оси X — X. Стрелка прибора отклоняется и показывает наличие раз­ворота самолета вокруг вертикальной оси. После прекращения по­ворота самолета гироскопический момент исчезает и под действием пружин 3 главная ось ротора гироскопа устанавливается параллель­но поперечной оси самолета, а стрелка указателя поворота — в ну­левое положение.

При повороте самолета относительно поперечной и продольной осей гироскопический момент отсутствует и стрелка указателя не отклоняется от нулевого деления шкалы.

Предполетный осмотр и поль­зование указателем поворота в полете. Перед полетом внешним осмотром убедиться в целостно­сти корпуса, стекла прибора, от­сутствии отслоений белой краски на отметках шкалы и стрелке, а также в креплении прибора к при­борной доске. Жидкость, запол­няющая трубку указателя сколь­жения, должна быть прозрачной и не иметь пузырьков воздуха.

При осмотре прибора стрелка должна стоять на нулевой отмет­ке шкалы. Допускается отклоне­ние стрелки на ± 1°. При горизон­тальном положении самолета ша­рик указателя скольжения дол­жен находиться в центре трубки. Затем следует включить питание указателя поворота и по истече­нии 2—3 мин проверить его на ра­ботоспособность. Для чего на­жать рукой на левую панель при­борной доски, создав ей некоторое движение вокруг вертикаль­ной оси. Если стрелка отклоняется, прибор исправен.

В полете необходимо пользоваться одновременно показаниями указателя поворота и указателя скольжения.

Положения стрелки указателя поворота и шарика указателя скольжения при различных эволюциях самолета показаны на рис. 83.

1. Прямолинейный полет со скольжением на левое крыло. Стрелка указателя поворота остается против среднего индекса, так как самолет не поворачивается вокруг своей вертикальной оси. Шарик указателя скольжения под действием силы тяжести скатывается влево от центра трубки.

2. Прямолинейный полет без скольжения. Стрел­ка указателя поворота находится против среднего индекса шкалы, а шарик указателя скольжения под действием силы тяжести нахо­дится в центре трубки.

3. Прямолинейный полет со скольжением на правое крыло. Стрелка указателя поворота остается против среднего индекса, а шарик указателя скольжения скатывается впра­во от центра трубки.

4. Левый вираж с внутренним скольжением. Стрелка указателя поворота отклоняется влево, а шарик указателя скольжения под действием центробежной силы скатывается влево от центра трубки.

5. Левый правильный вира ж. Стрелка указателя пово­рота отклоняется влево от среднего индекса шкалы в результате прецессии гироскопа. Шарик указателя скольжения остается в цент­ре трубки, так как на шарик действует сила тяжести и центробеж­ная сила. Он устанавливается по равнодействующей этих двух сил, которая проходит через центр трубки.

6. Левый вираж с внешним скольжением. Стрел­ка указателя поворота отклоняется влево от среднего индекса шка­лы, а шарик указателя скольжения под действием центробежной силы — вправо от центра трубки.

7. Правый вираж с внешним скольжением. Стрелка указателя поворота отклоняется вправо, а шарик указате­ля скольжения — влево.

8. Правый вираж правильный. Стрелка указателя по­ворота отклоняется вправо, а шарик указателя скольжения остается

в центре.

9. Правый вираж с внутренним скольжением. Стрелка указателя поворота и шарик указателя скольжения от­клоняются вправо.

Таким образом, сопоставление показаний указателя поворота и указателя скольжения позволяет поддерживать прямолинейный го­ризонтальный полет и совершать правильные (координированные) развороты.

56. Авиагоризонт АГД-1
Назначение и принцип действия. Авиагоризонт дистанционный АГД-1 предназначен для определения положения самолета в про­странстве относительно плоскости истинного горизонта, а также для определения наличия и направления скольжения самолета. Кроме того, левый гиродатчик АГД-1 выдает электрические сигналы в ука­затель угла тангажа УУТ-1060Б, а правый — в автопилот АП-28Л1.

Принцип действия авиагоризонта основан на использовании свойства гироскопа с тремя степенями свободы сохранять неизмен­ным (вертикально) направление главной оси в пространстве.

На самолете установлены два комплекта авиагоризонта АГД-1. Каждый комплект состоит из указателя и гиродатчика (рис. 84). Указатели АГД-1 установлены на левой и правой панелях прибор­ной доски, а гиродатчики — под полом пассажирской кабины, меж­ду шпангоутами № 18 и 19. В комплекте с авиагоризонтом рабо­тает выключатель коррекции ВК-53РШ, который установлен под полом кабины экипажа, между шпангоутами № 5 и 6.

Для уменьшения ошибок авиагоризонта АГД-1, которые могут возникать и накапливаться, при выполнении самолетом длительных виражей и разворотов выключатель коррекции отключает попереч­ную коррекцию при достижении угловой скорости разворота само­лета 0,1—0,3°/с и более.

Цепи сигнализации и электрические цепи арретирования питают­ся от аварийного источника питания (аккумуляторов). Авиагори­зонт левого пилота в аварийном случае питается от преобразовате­ля ПТ-125Ц. Правый авиагоризонт при этом не работает. Включа­ются авиагоризонты в работу раздельно с помощью выключателей с надписью «АГД» на левой и правой панелях приборной доски.

Защита цепи сигнализации наличия питания и арретирования от коротких замыканий производится через предохранители СП-1 рас­положенные на щите АЗС (для левого и правого авиагоризонта).

Защита цепи питания постоянным током осуществляется автома­тами защиты сети АЗС-2 (они же выключатели), расположенными на щите АЗС, а также через предохранитель ИП-10, который уста­новлен в РК аккумуляторов.

Цепь переменного тока защищена предохранителями СП-5, рас­положенными и а панели переменного тока 115/36 В.

Устройство и работа. Указатель АГД-1 предназначен для указа­ния углов крена и тангажа самолета, замеряемых гиродатчиком. Он состоит из двух приборов, размещенных в одном корпусе: авиа­горизонта и указателя скольжения.

Указатель авиагоризонта состоит из следящей систе­мы крена и следящей системы тангажа на сельсинах. Следящие системы обеспечивают вращение картушки со шкалой в пределах ±145°, а перемещение силуэта-самолетика на 360°. На лицевой сто­роне указателя (рис. 85) расположены: указатель скольжения 7 — для определения наличия и направления скольжения самолета; ру­коятка центровки шкалы тангажа 9, с помощью которой переме­щается шкала тангажа в диапазоне ±12° индекс центровки шкалы тангажа 1; шкала кренов от 0 до 60°; оцифровка ее через 15°, цена деления 5°. По крену силуэтик-самолетик может поворачиваться на 360°, а по тангажу он неподви­жен; подвижная шкала тангажа от 0 до ±80°, оцифровка ее через 10°, цена деления 5°. Для от­счета углов тангажа в центральной части силуэ­та самолета нанесена бе­лая точка, являющаяся нулевым индексом тан­гажа.

В верхней лицевой ча­сти прибора справа рас­положена кнопка арретирования 4 с надписью «Арретировать только в горизонтальном полете». Если прибор нормально работает на земле и в воз­духе, пользоваться кноп­кой запрещается. Если в полете прибор начал выдавать неправиль­ные показания, то необходимо вывести самолет в прямолинейный горизонтальный полет по дублирующим приборам, а затем нажать кнопку арретирования, после чего проследить за работой прибора. Рядом с кнопкой расположена лампочка 5 сигнализирующая от­сутствие питания и арретирования.

При включении бортовых аккумуляторов, или наземного источ­ника постоянного тока, лампочки загораются сигнализируя об отсут­ствии питания авиагоризонтов от основной шины бортсети. При включении питания постоянным и переменным током (от основной шины бортсети) лампочки сигнализации через 15 с должны погас­нуть, если цикл арретирования-разарретирования гиродатчиков про­шел нормально.

Если в полете по каким-то причинам не поступают две фазы пе­ременного тока на гиродатчик, или прекращается подача постоянно­го тока, то лампочка загорается, сигнализируя о неисправности авиагоризонта АГД-1.

Гиродатчик АГД-1 предназначен для определения углов крена и тангажа и выдачи электрических сигналов, пропорциональных углам крена и тангажа на указатель и другим самолетным потребителям на всех режимах полета.

Гиродатчик представляет собой электрический гироскоп с тремя степенями свободы, у которого главная ось расположена верти­кально. Для обеспечения минимального времени готовности АГД-1 к работе в гиродатчике имеется электромеханический арретир, ко­торый при запуске срабатывает автоматически и устанавливает главную ось гироскопа в вертикальное положение. Затем происходит процесс мгновенного автоматического разарретирования гироскопа.

Затем следует включить наземный источник постоянного тока (или бортовые аккумуляторы) — на указателях АГД-1 должны загореться сигнальные лампочки. Включить преобразователь ПТ-1000ЦС, а затем автоматы защиты сети АЗС с надписью «АГД-1 лев. лет.» и «АГД-1 прав, лет.» — на щите АЗС и выключа­тели с надписью «АГД-1» — на левой и правой панелях приборной доски. Через 15 с лампочки сигнализации на указателях АГД-1 должны погаснуть. Через 1,5 мин указатель должен показывать по крену и тангажу стояночный угол самолета с точностью ±1°.

Затем повергнуть рукоятку центровки шкалы тангажа по часовой стрелке до упора. При этом шкала тангажа должна перемещаться вверх, при вращении против часовой стрелки — вниз. После этого снова рукояткой совместить индекс поправки тангажа с нулевым делением шкалы кренов. При повороте рукоятки поправки тангажа до упора применение усилий недопустимо. Затем отключить пооче­редно выключатели с надписью «АГД-1». При этом лампочка сиг­нализации на соответствующем указателе должна загореться.

Выключить преобразователь ПТ-1000 ЦС (выключатели АГД на приборных панелях включить); при этом должна загореться лам­почка на указателе АГД правого летчика, а указатель левого лет­чика автоматически перейдет на питание от преобразователя ПТ-125Ц. В заключение необходимо выключить питание авиагори­зонтов. Лампочки на указателях должны загореться, сигнализируя об отсутствии питания АГД-1.

На исполнительном старте вращением рукоятки центровки шка­лы тангажа убедиться в перемещении шкалы тангажа. После чего совместить индекс поправки шкалы тангажа с нулевым делением шкалы кренов. При этом силуэты-самолетики на обоих авиагори­зонтах должны занимать горизонтальное положение и совпадать с линией искусственного горизонта.

После взлета и в полете углы крена показывает силуэтик-самолетик, а углы тангажа отсчитываются там, где показывает белая средняя точка силуэта-самолетика.

Vист км/ч	γкр (по АГД-1), град	γкр (по ЭУП-53), град
225	0 7 13 19	0 15 30 45
270	0 8,5 16 23	0 15 30 45
420	0 11,5 21 31	0 15 30 45

Таблица 2 В горизонтальном полете с крейсерской скоростью и нормальной центровкой са­молета центр силуэта-само­летика должен совмещаться с линией искусственного го­ризонта тангажа и с нуле­вым делением шкалы кре­нов. Если при этом установ­лено (например, по варио­метру, указателю поворота и другим приборам), что са­молет летит горизонтально, а линия искусственного го­ризонта смещается относи­тельно силуэта-самолетика на угол атаки, то необходи­мо вращением ручки цент­ровки шкалы тангажа сов­местить линию искусствен­ного горизонта с силуэтом-самолетиком, и в дальнейшем опреде­лять положение самолета по тангажу. Однако если угол атаки сно­ва изменится вследствие изменения скорости полета, плотности воз­духа или центровки, то при новом установившемся режиме гори­зонтального полета вновь следует совместить линию горизонта с нулевым делением шкалы тангажа.

Перед входом в облака необходимо убедиться в исправной ра­боте авиагоризонтов. Для этого надо произвести небольшие эволю­ции самолета с креном до ±5°. При исправной работе оба авиагори­зонта должны без запозданий реагировать на изменение положения самолета и одинаково показывать соответствующие углы крена и тангажа самолета. Расхождение в показаниях авиагоризонтов бо­лее ±2° сигнализирует о неисправности одного из приборов.

Если в полете летчик заметил, что прибор выдает неправильные показания, что может иметь место после случайного перерыва в по­даче питания на комплект, то необходимо вывести самолет в режим горизонтального полета и нажать кнопку «Арретировать только в горизонтальном полете», расположенную на лицевой части указа­теля горизонта. При нажатии кнопки загорается лампочка арретирования на указателе, после окончания (через 15 с) арретирования сигнальная лампочка должна погаснуть.

Если в полете на указателе загорается сигнальная лампочка, то показаниями прибора пользоваться нельзя. Он неисправен. При этом показания авиагоризонтов не согласуются, командир корабля должен проконтролировать крен самолета по указателю ЭУП-53 и указателю ЦГВ-4, вывести самолет из крена и в дальнейшем пило­тировать его по исправному авиагоризонту.

В полете при отказе обоих авиагоризонтов пилотирование само­лета осуществляется по указателю ЭУП-53 и другим пилотажно-навигационным приборам (вариометр, высотомер, указатель скоро­сти, компас, ЦГВ-4 и др.).

При использовании ЭУП-53 необходимо учитывать, что во всем диапазоне эксплуатационных скоростей он дает завышенные (по сравнению с АГД-1) углы крена. В табл. 2 даны значения кренов по АГД-1 и ЭУП-53 в зависимости от истинной скорости.

При пилотировании самолета при отказе обоих авиагоризонтов отклонения от курса необходимо исправлять доворотом и креном, ориентируясь по показаниям ЭУП-53. При этом необходимо учиты­вать неточность показаний ЭУП-53 и его инерционность, не следует допускать на разворотах крен свыше 30° по ЭУП-53 (что соответст­вует фактическому крену 13—21° в зависимости от истинной ско­рости полета). При пилотировании самолета по указателю ЭУП-53 ввод самолета в разворот и вывод из разворота должны быть плав­ными. Выдерживание курса и малые (3—5°) исправления в курсе производятся в основном рулем поворота по указателям К.ППМ с контролем по ЭУП-53.

При пилотировании самолета по указателю ЭУП-53 по возмож­ности следует выбирать район посадки без значительной болтанки. В этом случае не следует реагировать на каждое кратковременное отклонение стрелки указателя поворота, так как частое вмешатель­ство в управление может привести к раскачке самолета.