АЭРОНАВИГАЦИОННОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ
САМОАЕТОВ
О Б О Р О Н Г И 3
1 р4о

Б. Г. РАТЦ
,1961 Г Л
АЭРОНАВИГАЦИОННОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
ЧАСТЬ 1-я
ПРИБОРЫ ИЗМЕРЕНИЯ КУРСА
Цена 8 руб.
Утверждено ГУУЗ НКАП
в качестве учебника
для авиационных втузов

Б1БЛЮТЕКА
КиВвського A»i°*
Виституту
ВЦд1а_
НКАП СССР
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО ОБОРОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
МОСКВА 1940
Книга является учебником для авиационных втузов.
В ней изложены теоретические основания и кон-
структивные особенности авиационных компасов.
ВВЕДЕНИЕ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ПРИБОРАХ
1.	КЛАССИФИКАЦИЯ ПРИБОРОВ
Аэронавигация есть наука о том, как привести самолет из одного
пункта в другой наиболее кратким и безопасным путем. Иначе говоря,
аэронавигация есть наукаосамолетовождении. Самолетовожде-
ние обнимает два вида полетной работы: собственно навигацию и пи-
лотирование. В соответствии с этим на самолете имеются приборы,
обслуживающие оба вида полетной работы.
Таким образом все аэронавигационное оборудование может быть
разбито на две группы: приборы аэронавигационные и
приборы пилотажные.
К первой группе относятся:
а)	компас — прибор для измерения курса самолета;
б)	указатель воздушной скорости—прибор для измерения скорости
самолета относительно воздуха;
в)	высотомер—прибор для измерения высоты полета;
г)	визир — прибор для измерения путевой скорости и сноса са-
молета;
д)	часы (для учета времени);
е)	автоштурман—прибор для автоматической записи на карге
пути самолета;
ж)	секстант — прибор для измерения высот светил.
_Ко_второй группе относятся:
а)	компас, служащий для сохранения курса;
б)	указатель воздушной скорости, служащий для сохранения опре-
деленной скорости полета;
в)	высотомер — прибор для сохранения определенной высоты по-
лета;
г)	авиагоризонт — прибор, указывающий пилоту положение ли-
нии горизонта, что обеспечивает сохранение продольной и попе-
речной устойчивости самолета;
з
д)	указатель поворота — прибор для указания скорости вра-
щения самолета в горизонтальной плоскости;
е)	указатель скольжения — прибор, который вместе с указате-
лем поворота указывает пилоту правильность совершаемого ви-
ража и некоторых других фигур;
ж)	тахометр—прибор для измерения числа оборотов вала мотора;
по его показаниям можно контролировать, соблюдает ли самолет
высоту, пикирует или кабрирует;
з)	вариометр—прибор для измерения вертикальной скорости са-
молета;
и)	акселерометр — прибор для измерения перегрузок на самолете;
к)	указатели угла установки стабилизатора и закрылков — при-
боры для измерения соответствующих углов;
л)	автопилот — прибор для автоматического пилотирования са-
молета.
Как видно из этой классификации, компас, указатель скорости
и высотомер относятся и к первой и ко второй группам приборов.
Однако, к компасам и указателям скорости аэронавигация и пи-
лотирование предъявляют несколько различные требования, в со-
ответствии с чем имеются компасы пилота и компасы штурманские.
Указатели скорости, являясь вполне удовлетворительными при-
борами для пилота, требованиям аэронавигации не удовлетворяют,
давая большую ошибку- В последнее время, впрочем, делаются по-
пытки создать указатель скорости и для штурманов.
2.	ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К ПРИБОРАМ
К устанавливаемым на самолетах авиационным приборам предъ-
являются следующие требования:
а)	приборы должны быть надежны в работе;
б)	приборы должны давать точные показания;
в)	показания приборов не должны зависеть (в допустимых пре-
делах) от посторонних внешних факторов: температуры и давления
воздуха, влажности, вибрации, перегрузок (ускорений), положения
самих приборов:
г)	приборы должны быть просты в эксплоатации;
д)	веса и габариты приборов должны быть невелики.
Надежность в работе следует отнести к числу наи-
более важных требований.
4
Возможность отказа в работе прибора должна быть совершенно
исключена при конструировании его, так как такой отказ может при-
вести в иных случаях к непоправимым последствиям. В свете этого
требования следует оценивать не только конструкцию, но и принцип
действия прибора. Так например, электрические приборы,питающиеся
током от самолетной сети, недостаточно надежны, так как если вы-
бывает из строя источник питания (например в воздушном бою), все
приборы сразу также выходят из строя.
Надежность работы авиационного прибора является необходимой
еще и потому, что устранить неисправность прибора в] полете почти
невозможно. Более того, в полете не всегда можно даже определить
причину неправильного показания прибора.
К сожалению, требованию надежности авиационные приборы в
настоящее время не вполне удовлетворяют: случаи отказа хотя
и редко, но бывают.
К внешним факторам, могущим привести к отказу прибора в полете,
относятся: температура, влажность и вибрация; эти элементы необ-
ходимо всесторонне учитывать при выборе принципа действия и кон-
структивных особенностей того или иного прибора (о влиянии тем-
пературы, влажности и вибрации на работу приборов см. ниже).
Точность |'работы авиационного прибора в определен-
ных допустимых пределах—это то требование, без выполнения ко-
торого прибор теряет свое значение.
Действительно, если ошибка прибора будет чрезмерной, то пока-
зания его могут ввести в заблуждение пилота (штурмана).
Это обстоятельство заставляет чрезвычайно жестко относиться
к требованию точности работы приборов. Кроме большого числа
внутренних факторов, влияющих на точность работы в так называе-
мых нормальных условиях, ошибки в показания приборов вносят
внешние факторы, указанные (в п. «в» общих требований, а именно:
температура, давление, влажность, вибрация, перегрузки, положение
прибора.
При выборе принципа действия и конструкции прибора эти фак-
торы должны быть (всесторонне изучены, ибо, если не принята во
внимание какая-либо,! даже (несущественная на первый взгляд, при-
чина, прибор (может (работать неудовлетворительно.
( В отношении точности (работы значительная часть приборов ос-
тавляет желать много лучшего (например указатели скорости, высо-
томеры, компасы). Неточная работа (приборов объясняется, глав-
5
ным образом, незначительностью усилий, которые должен вос-
принимать и регистрировать прибор. Однако авиационное приборо-
строение, представляющее собой довольно молодую отрасль техники,
сделало за последнее время громадные успехи, все время повышая
точность работы приборов.
Посторонние внешние факторы, во-первых, не дол-
жны приводить к отказу в работе прибора, а во-вторых, ошибки,
вызываемые ими, не должны выходить за пределы допустимых для
данного прибора.
Рассмотрим эти внешние факторы.
1)	Температура воздуха в условиях полета может изменяться
в пределах от +50° до —60° (и даже до -j65°). Обеспечить безотказ-
ную и точную работу прибора в таком диапазоне — задача чрезвы-
чайно сложная. Некоторые приборы, применяющиеся сейчас на са-
молетах, отказывают в работе уже при—30°,—35°. При понижении
температуры, во-первых, густеет смазка и, во-вторых, различно (не-
пропорционально) изменяются размеры деталей прибора. Обе эти
причины приводят сначала к увеличению ошибок, а затем и к отказу
прибора.
При изготовлении прибора необходимо прежде всего, следова-
тельно, подбирать материалы с одинаковыми коэфициентами тепло-
вого расширения, что не всегда возможно.
Что касается смазки, то в настоящее время ведутся работы по
получению незамерзающих масел. Однако, независимо от этого кон-
структоры стараются изготовлять такие приборы и из таких ма-
териалов, где бы смазка почти или совсем не требовалась. Иногда
идут по пути создания искусственного обогрева прибора электри-
чеством.
Следует указать еще на то, что упругость пружин, применяемых
в приборах в качестве чувствительных элементов, зависит от темпера-
туры. Изменение упругости пружин также сказывается на показаниях
приборов. Ошибку, происходящую от этого, стараются компенси-
ровать различными способами, но полной ее компенсации пока
добиться не удалось.
2)	Если чувствительный элемент прибора находится, кроме ряда
других факторов, под воздействием статического давления воздуха,
то показание прибора будет искажаться при изменении этого дав-
ления. Когда ошибка, происходящая от этого, невелика, то прибор
не имеет специальной компенсации, если же ошибка превышает до-
пустимые пределы, такая компенсация необходима.
б
3)	Влажность воздуха оказывает двоякое влияние на работу
приборов:
во-первых, от влаги детали приборов могут корродировать; во
избежание этого почти все детали приборов покрывают специальными
антикоррозийными покрытиями;
во-вторых, от влаги при известных атмосферных условиях могут
обледенеть некоторые агрегаты приборов, например трубки Пито,
трубки Вентури, и возможен их отказ в работе.
Для борьбы с обледенением применяют специальные электриче-
ские обогреватели.
4)	Вибрация на самолете всегда имеет место, причем, в зависимости
от ряда факторов, частота и амплитуда вибрации могут колебаться
в довольно широких пределах.
Условия вибрации, при которых может работать современный
авиационный прибор, считаются нормальными, если амплитуда ко-
лебаний не превышает 0,1—0,15 мм при частотах до 3000 периодов
в минуту- Отдельные приборы предъявляют в этом отношении более
жесткие требования-
Если прибор подвергается вибрации, выходящей за пределы до-
пустимых для него норм, то сначала он дает неверные показания
(вследствие разрегулировки), а в дальнейшем очень скоро выходит
из строя. Борьба с этим явлением идет, главным образом, по пути
создания на самолете амортизационных установок для приборов,
сводящих к минимуму вибрацию. Иногда амортизационные устрой-
ства несет сам прибор.
5)	Различные ускорения самолета могут вызывать ошибки в по-
казаниях прибора, действуя на вращающиеся детали или узлы
его. Большей частью эти ошибки незначительны, но в некоторых
конструкциях приборов они достигают значительной величины; в
этом случае необходимо предусматривать какую-либо компенсацию
влияния ускорений; влияние линейных ускорений можно компенси-
ровать сбалансированностью деталей прибора.
б)	Наконец на показания прибора может оказывать влияние его
положение. Так как самолет, а с ним и прибор, могут принимать все-
возможные положения в воздухе, то необходимо предусматривать
компенсацию влияния этого явления, заключающуюся обычно в сба-
лансированности деталей и узлов прибора.
Простота эксплоатации прибора должна заклю-
чаться, во-первых, в простоте пользования им в полете, а во-вторых,
в простоте ухода за прибором. Первое имеет большое значение
7
для пилота и особенно штурмана, если принять во внимание
довольно значительное и все растущее количество приборов, за ко-
торыми необходимо наблюдать в полете. Создавая прибор, нужно
стремиться к тому, чтобы пользование им по возможности было на-
глядными не требовало никаких манипуляций ни до полета, ни в по-
лете. Отсюда вытекает стремление к автоматизации приборов; однако
это стремление 'должно укладываться в разумные рамки, так как ав-
томатизация обычно связана с резким увеличением габаритов и ве-
сов приборов, а также снижает надежность их работы-
Уход за прибором 'должен сводиться только к периодическим
поверкам его, причем чем реже они необходимы, тем, конечно, лучше.
К сожалению, многие приборы, как при пользовании [ими в полете,
так и при [уходе за ними на земле, в отношении простоты обраще"
ния оставляют еще желать много лучшего. Так например, автопилоты
требуют в полете довольно значительного внимания, а на земле —
очень квалифицированного ухода и частого осмотра.
Требование небольших весов и габа'ритов для авиаци-
онных приборов вполне понятно и в объяснении не нуждается. Оно
удовлетворяется применением специальных легких материалов (алю-
миний, силумин и др.) и рациональной конструкцией.
3.	ОШИБКИ ПРИБОРОВ
Так как авиационные приборы обладают довольно значительным
количеством ошибок, то задача предприятия, сконструировавшего
прибор, — свести всю сумму ошибок данного прибора к минимуму.
В разрешении этой задачи должны принимать участие как кон-
структор, так и производственники. В дальнейшем, при эксплоатации
прибора на самолете, эксплоатационники путем | профилактических
мер не должны допускать увеличения ошибок прибора.
Если же с течением времени прибор способен накопить ошибку,
выходящую за допустимые пределы, то он должен поддаваться регу-
лировке, уменьшающей эту [ошибку-
Ошибки всякого авиационного прибора можно разбить на две
группы: ошибки методические и инструментальные.
Ошибками методическими называются те ошибки, которые
обусловлены методом измерения, положенным в основу принципа
действия данного прибора.
Например, барометрический высотомер измеряет в полете дав-
ление воздуха, связанное с высотой некоторой функциональной за-
висимостью:
8
Рн—Po> Л» ^h)-
Здесь Po K to — давление и температура 'у земли,
рни tH—давление и температура на высоте Н-
Если заранее обусловлено, что (высотомер не имеет специального-
устройства, учитывающего в полете различные изменения /0 и
а принимает их для данной высоты постоянными, то этим самым
конструкция уже «обречена» на наличие постоянной ошибки. Величи-
на этой ошибки зависит от того, насколько расходятся фактические
условия температуры с условиями, принятыми в основной расчетной
формуле прибора. Совершенно понятно, что определить заранее ве-
личину такой ошибки невозможно.
Если пределы возможных методических ошибок для данного при-
бора невелики и укладываются в допустимые, их’рбычно не учитывают.
Если же ошибки велики, их необходимо учитывать, пользуясь ка-
ким-либо счетным приспособлением или графиком.
Методическая ошибка—самая неприятная для пилота (штурмана),
ибо учет ее связан обычно с некоторыми вычислениями, про-
изводить которые в условиях полета неудобно. Методическая
ошибка очень неприятна еще и потому, что ни у (конструктора, ни у
производственника, ни тем более у эксплоатационника (нет никакой
надежды на то, что они смогут избавиться от этой ошибки путем более
тщательного изготовления прибора или доработки конструкции: как
бы идеально тщательно ни был изготовлен и отрегулирован прибор,
методическая ошибка от этого не уменьшится-
Для уменьшения или уничтожения методической ошибки необ-
ходимо внести в конструкцию добавочные механизмы, автоматически
учитывающие возможное изменение величин, входящих в формулу
зависимости измеряемой величины.
В последнее время в этом направлении сделаны определенные
успехи, но все же некоторые приборы имеют пока методические
ошибки, которые учитываются в полете с помощью вычислительных
инструментов или графиков.
Ошибками и нет руме нталь н ы м|и мы называем ошибки,
обусловленные качеством материалов, из которых изготовлен прибор,
неточностью изготовления деталей, качеством сборки отдельных узлов
и всего прибора в целом.
Принципиальное отличие инструментальных ошибок от методи-
ческих заключается в том, что хотя некоторые из них и зависят от
изменения внешних факторов (температуры, вибрации), но при при-
9
мененииулучшенныхматериалов, приулучшеннойтехнологии и т. п.
они могут уменьшаться, и теоретически нельзя поставить предела
их уменьшению (за исключением ошибок трения), т. е. при известных
условиях производства и на определенном уровне состояниятехники
они могли бы быть практически сведены к нулю.
Это не значит, однако, чтоб настоящее время нет таких инстру-
ментальных ошибок, борьба с которыми не представляет затрудне-
ний. Они есть, но борьба с ними ведется довольно успешно.
Инструментальные ошибки подразделяются на: шкаловые (ошибки
регулировки); ошибки трения (затирание, застой); люфты; гистерезис
и упругое последействие; температурные ошибки; ошибки от
вибрации; ошибки от ускорений и наклонов; ошибки от негерметич-
ности; параллакс.
Шкаловые ошибки являются результатом неточного на-
несения делений на шкалу прибора. Если прибор имеет неравномер-
ную шкалу, то деления этой шкалы наносятся под стрелкой отрегу-
лированного прибора — для каждого прибора отдельно. Равномерная
шкала изготовляется в серии, а каждый прибор регулируют под
готовую шкалу так, чтобы он имел минимальную ошибку.
Таким образом шкаловая ошибка является результатом неточ-
ного нанесения делений шкалы или неточности регулировки. Послед-
нее обстоятельство делает шкаловую ошибку величиной переменной,
требующей с течением времени периодического определения.
Ошибки трения зависят от трения в осях, цапфах, под-
шипниках и вообще в соприкасающихся при движении деталях
прибора.
Стрелка или индекс прибора фиксируется в определенном по-
ложении в тот момент, когда между измеряемой силой, и силой, ей
противодействующей, наступает равновесие. В качестве противодей-
ствующей силы в приборах обычно применяют пружины, деформацию
которых используют для передвижения стрелки по шкале. Если бы
не было трений, то сила противодействующая всегда была бы равна
силе измеряемой, и стрелка прибора точно отмечала бы измеряемую
величину. При наличии же трений равновесие наступает, очевидно,
в тот момент, когда измеряемая сила уравновешивается суммой про-
тиводействующей силы пружины и сил трения.
Таким образом стрелка прибора никогда не будет доходить до
того положения равновесия, которое было бы при отсутствии тре-
ний; эта ошибка прибора называется застоем его. Бороться с этой
ошибкой можно, очевидно, путем тщательного изготовления всех
Ю
трущихся деталей, но так как трение уничтожить полностью не-
возможно, то и ошибка эта всегда останется.
К ошибкам трения относятся обычно также и затирания прибора^
происходящие от наличия на трущихся деталях царапин, заусениц,
забоин и т. п. Затирания проявляются в скачкообразном движении
стрелки при изменении измеряемой величины; затирания в приборах
недопустимы-
На самолете ошибки трения обычно сводятся почти к нулю всегда
имеющей место вибрацией. В лабораторных условиях ошибки трения
обнаруживают двукратным отсчетом показания прибора при по-
стоянной величине измеряемой силы: до и после постукивания по при-
бору- Отсутствие затираний прибора характеризуется плавным хо-
дом стрелки при плавном изменении измеряемой величины.
Люфты в механизме прибора имеются всегда, так как невоз-
можно изготовить прибор так, чтобы все детали были хорошо при-
гнаны. Иногда наличие люфта диктуется условиями работы прибора;
например, если не дать люфта при нормальной температуре, то
при понижении температуры деталь может оказаться зажатой и отка-
зать в работе. Для устранения люфтов применяются выбирающие
их волоски или компенсационные пластинчатые пружины (в гиро-
скопических приборах). Если при повторном постукивании при-
бор дает разные показания, значит в нем имеется люфт. В гироско-
пических приборах наличие люфта проверяется специальными
способами.
Явление гистерезиса и упругого последей-
ствия заключается в том, что величины деформации пружин могут
быть неодинаковы при возрастании и уменьшении нагрузки (при
одном и том же значении нагрузки). Это отступление от закона Гука
хотя и невелико, но имеет место во всех авиационных приборах. Как
показывает опыт, расхождение показаний зависит от величины на-
грузки, продолжительности пребывания пружины под нагрузкой,
а также скорости приложения и снятия нагрузки.
Та часть деформации, которая зависит только от величины на-
грузки, называется гистерезисом. Графически гистерезис изображен
на фиг. 1. Эта петля, являясь циклично замкнутой, не зависит
от характера приложения нагрузки и от числа следующих друг за
Другом циклов «нагрузка—разгрузка».
Та часть деформации, которая зависит от скорости приложения
нагрузки и времени ее действия, называется упругим последействием.
Графически она изображена на фиг. 2.
п
Из фигуры видно, что деформация пружины имеет место при по-
стоянной нагрузке (прямые АВ и СО графика).
На практике отделить гистерезис от упругого последействия
невозможно, так как гистерезис покрывается петлей упругого
последействия.
Борьба с гистерезисом трудна, потому что явление это теорети-
чески не изучено. Однако в последнее время практически найдены
материалы и выработана технология изготовления пружин, сильно
уменьшающие ошибки гистерезиса.
Фиг. 1. График гистерезиса.	Фиг. 2. График упругого
последействия и гистерезиса.
Определить гистерезис чувствительного элемента прибора на
практике, как разность его ошибок при увеличении и уменьшении
показаний, т. е. нагрузки, нельзя, таккакприэтом в разность войдут
и другие ошибки: трения люфтов и т. п. Однако до известной степени
такая разность показаний прибора будет характеризовать гистерезис
и упругое последействие.
Температурные ошибки (здесь идет речь об инстру-
ментальных температурных ошибках, которые нужно отличать от мето-
дических температурных ошибок) являются результатом двух причин:
а)	Непропорционального изменения размеров деталей с измене-
нием температуры в зависимости от коэфициентов теплового расши-
рения; это явление приводит, во-первых, к изменению передаточного
числа прибора вследствие изменения длин рычагов, поводков и т. п.,
а значит, к ошибке и, во-вторых, к изменению трения между дви-
жущимися деталями, особенно при наличии смазки, т. е. опять к
ошибке. Здесь борьба ведется путем подбора материалов, тщатель-
ностью сборки и т. п.
б)	Изменения упругости пружин от изменения температуры; эта
ошибка по своей величине значительно больше ошибки от непропор-
12
ционального изменения размеров деталей прибора и аналитически
может быть выражена следующим образом:
1 dE
т — ~р ~л7-
Е„ dt
Здесь т — температурный коэфициент изменения модуля упру-
гости Е;
Ео—модуль упругости материала при 0°С;
— изменение модуля упругости;
GI
Е —модуль упругости при температуре t.
Так как с понижением температуры упругость материала пру-
жины повышается, то показания приборов будут преуменьшены.
Температурные ошибки пружин компенсируются в приборах при-
менением специальных биметаллических пластинок, однако до нуля
эти ошибки на практике довести не удается.
В последнее время для избежания температурных ошибок
заводы применяют в некоторых приборах пружины из сплава
элинвара, обладающего почти постоянным модулем упругости, не
зависящим от изменения температуры (в пределах температур
от +50 до —60°).
Вибрация стрелки появляется в том случае, если не-
достаточно натяжение волоска или не уравновешены детали кон-
струкции. Вибрация стрелки — явление сравнительно редкое, и
получается оно в результате либо плохой конструкции, либо не-
брежности производства.
Ошибки от ускорений самолета и наклонов
приборов возможны, как было указано в предыдущем параграфе,
в том случае, если не уравновешены некоторые детали прибора. Если
же все детали сбалансированы около своих осей, то точка приложения
сил инерции, или сил тяжести, оказывается на оси, в результате чего
может несколько увеличиться трение, но поворота детали около
оси не произойдет.
Ошибки от негерметичности возможны в тех при-
борах, где герметичность корпуса прибора является необходимым ус-
ловием правильной работы его. Негерметичность получается только
из-за небрежной конструкции или небрежности производства.
Параллаксом называется явление, имеющее место в том
случае, когда показания прибора отсчитывают сбоку, а не прямо
против него. При одних и тех же углах визирования прибора парал-
лакс будеттем больше, чем дальше отстоит стрелка прибора от шкалы.
13
Поэтому расстояние между стрелкой и шкалой необходимо делать
минимальным.
Некоторые из перечисленных инструментальных ошибок, остаю-
щиеся после всех исправлений и регулировок, могут быть в полете
учтены, остальные остаются неучтенными. В дальнейшем изложении
мы будем указывать для каждого прибора в отдельности, поддаются
ли учету его ошибки, какие именно и каким способом. Вообще же
для определения инструментальных ошибок .прибора его поверяют
на специальной установке в лабораторных условиях. От того, на-
сколько близко данная установка учитывает все действительные
условия работы прибора, зависит качество поверки, т. е. достовер-
ность полученных результатов.
4. КЛАССИФИКАЦИЯ КОМПАСОВ
Курсом самолета называется угол, заключенный между плос-
костью меридиана и плоскостью симметрии самолета.
Выше мы уже говорили, что для измерения и сохранения курса
в полете служит компас. Знать курс самолета нужно, во-первых,
при перелете из одного пункта в другой, а во-вторых, при необходи-
мости сохранить постоянное направление полета более или менее
продолжительное время.
Первое относится к области аэронавигации, второе — к области
пилотирования.
Таким образом компас является навигационно-пилотажным при-
бором.
В настоящее время разработано много различных конструкций
авиационных компасов, основанных на разных принципах действия.
Более широкое применение нашли в авиации следующие компасы:
а) магнитные, б) гироскопические, в) гиромагнитные, г) радиоком-
пасы, д) солнечные компасы.
Ведутся работы по созданию удовлетворительного типа компаса,
основанного на других принципах, но вследствие либо громоздкости,
либо ненадежности, компасы эти широкого распространения пока
не получили. К ним относятся: а) индукционный компас, б) телеком-
пас, в) катоднолучевой компас и другие.
Такое большое число типов компасов объясняется, как это ни пара-
доксально, тем, что ни один из них пока полностью не удовлетворяет
требованиям, предъявляемым к ним аэронавигацией и пилотированием
и условиями их работы на самолете.
14
Магнитные компасы дают курс самолета от так назы-
ваемого компасного меридиана, направление которого, вообще го-
воря не совпадает с нап^влением географического меридиана. Угол
между географическим iT компасным меридианами, называемый ва-
риаций и состоящий из алгебраической суммы склонения и девиации,
меняется как с изменением курса, так и с изменением места самолета
на земле. Кроме этой ошибки магнитный компас обладает еще ошиб-
ками от ускорений самолета. Все это делает магнитный компас прибо-
ром неполноценным и исключает иногда возможность пользования
им, не говоря уже о затруднениях, возникающих при полетах по маг-
нитному компасу вблизи магнитных полюсов.
Однако, несмотря на недостатки, присущие магнитному компасу,
он пока еще является наиболее распространенным в обычных усло-
виях полета благодаря простоте и надежности его конструкции-
Из разновидностей магнитного компаса можно указать на дистан-
ционный пневматический магнитный компас. Цель конструктора
здесь—избавиться от влияния на магнитную стрелку твердого и мяг-
кого самолетного железа путем установки собственно компаса в таких
местах самолета, где это влияние минимально. Дистанционное пнев-
матическое устройство передает показания компаса курсоуказателю,
находящемуся на приборной доске. Широкого распространения этот
компас не получил вследствие конструктивной недоработанности.
Гироскопические компасы, применяющиеся в морском
флоте, дающие курс самолета от географического меридиана, в соб-
ственном смысле этого слова,в авиации применения не получили ввиду
сложности конструкции и связанных с ней больших весов и габаритов.
Кроме того, существенным препятствием к применению гирокомпаса
на самолете являются большие центростремительные ускорения,
развивающиеся на виражах и нарушающие работу прибора.
Дальнейшее усовершенствование гирокомпаса должно, без сом-
нения, привести к широкому его распространению в авиации.
Пока же в авиации пользуются гироскопическим полу-
компасом, т. е. прибором, не имеющим направляющей силы и даю-
щим возможность соблюдать определенное направление в течение неко-
торого, сравнительно небольшого, промежутка времени(10—15мин.).
Таким образом этот прибор скорее является пилотажным, чем нави-
гационным. Гирополукомпас не может служить для выдерживания
курса самолета достаточно продолжительное время без какого-либо
Другого компаса. Вместе с тем, ввиду того, что показания гиропо-
15
лукомпаса мало зависят от ускорений, возникающих на самолете,
он на короткий, но очень ответственный промежуток времени может
обеспечить сохранение курса самолета. Это и является причиной
его довольно широкого распространения Ч авиации.
Гиромагнитный компас сочетает в себе положитель-
ные свойства магнитного компаса и гироскопического полукомпаса,
корректируя последний от магнитной стрелки. Таким образом пока-
зания этого прибора мало зависят от ускорений,Сдавая в то же время
курс от компасного меридиана. Избавившись от ошибок ускорений,
Фиг. 3. Схема индукционного компаса.
1—ветрянка, 2—магнитное поле земли, 3—рамка, 4—щетки,
5—гальванометр, 6—задатчик курса.
гиромагнитный компас сохранил все остальные ошибки магнитного
компаса, что является его недостатком. Однако в сравнении
с магнитным компасом и гирополукомпасом гиромагнитный ком-
пас показал бесспорные преимущества и потому получил широкое
распространение в СССР.
Герой Советского Союза штурман т. Беляков указывал на поло-
жительные стороны этого прибора, показавшего себя с хорошей сто-
роны даже в условиях полета в Арктике, где другие компасы работали
неудовлетворительно.
В последнее время широкое распространение получили радио-
компасы, дающие возможность определить положение самолета от-
носительно земной передающей радиостанции. Преимущества радио-
16
<омпаса заключаются в том, что, пользуясь им, можно в конечном
итоге прилететь к определенному пункту, независимо от всевозмож-
ных уклонений, по тем или иным причинам имевшим место в полете
и учету не поддававшимся.
Относительная сложность этого прибора и сравнительно большой
вес задерживают пока установку его на всех военных и граждан-
ских самолетах, но в ближайшие годы, очевидно, ему будет обеспе-
чено на самолете место наравне с магнитным компасом. Мы говорим
наравне, так как радиокомпас полностью магнитного компаса не
заменяет, давая лишь направление на определенный ориентир,
но не угол относительно постоянного направления, а этого для на-
вигации недостаточно.
Солнечный компас основан на измерении азимута солн-
ца относительно географического меридиана. Впервые солнечный
компас был изобретен и применен Амундсеном при полете с извест-
ным американским летчиком Бэрдом на самолете Дорнье-Валь до
88° северной широты. Солнечный компас в том виде, в каком он сей-
час распространен, нельзя назвать компасом; это только курсоука-
затель, так как он дает штурману одно направление и в небольших
пределах — уклонение от него. Вследствие этого, а также потому,
что он требует открытого неба, солнечный компас пока применяется
довольно редко. Им пользуются главным образом в арктических ши-
ротах, где пользование магнитным компасом затруднительно, а
также при аэросъемках.
В последнее время делают попытки сконструировать не курсо-
указатель, а солнечный компас, т. е. прибор, дающий в каждый мо-
мент курс самолета относительно географического меридиана.
Из других типов компасов следует несколько слов сказать об
индукционном компасе, обладающем очень высокой чув-
ствительностью. Идея его заключается в использовании магнитного
поля земли для генерирования тока в контуре, вращающемся в этом
поле. Щетки, снимающие ток с контура, могут вращаться при помощи
задатчика курса с градусными делениями. Когда щетки расположены
параллельно линиям сил индуктирующего магнитного поля, ток
во внешней цепи не возникает. Если щетки при помощи задатчика
курса поставить на нужный курс, пилот будет поворачивать самолет
до тех пор, пока гальванометр, включенный во внешнюю цепь, по-
кажет нуль, что и укажет, что самолет находится на нужном курсе.
Схема индукционного компаса изображена нд фиг 3.
Е1£АЮТЕ.КА|
Ращ ч. 1—22—2	|	17
JXnhicf. AbIo* I
HCS77Z’’Vy I

ГЛАВА I
СВЕДЕНИЯ О МАГНЕТИЗМЕ
1.	ЗАКОН КУЛОНА
Магнитный компас основан на известном свойстве магнитной
стрелки устанавливаться по направлению магнитного меридиана.
Свойство это известно людям, невидимому, с давних пор, но только
в конце XVIII века физик Кулон подверг математическому анализу
явление магнетизма.
Кулон установил, что две магнитные массы взаимодействуют
между собой по следующему закону:
F =	(1)
Здесь F — сила взаимодействия;
к — коэфициент, зависящий от выбора единиц измерения;
если величины выражены в системе CGS (см • г • сек),
то fc=l;
т1 и т2 — магнитные массы;
г — расстояние между массами;
р. — коэфициент магнитной проницаемости, или, просто, прони-
цаемость; для пустоты и практически'для воздуха ц=1.
Из формулы (1) следует, что единица магнитной массы есть такая
масса, которая взаимодействует с равной себе массой в пустоте на
расстоянии одного сантиметра с силой одной дины. Такая масса
называется CGS-единицей магнитной массы. Размерность магнитной
массы:
[щ] =Е/2Л1,/!Т-1.
Вокруг всякой магнитной массы создается магнитное поле, дей-
ствие которого проявляется в виде механической силы, возникающей
при помещении в это поле другой магнитной массы.
Если эта механическая сила такова, что действует на единицу маг-
нитной массы с силой одной дины^то говорят, что напряжение маг-
нитного поля равно CGS-единице напряжения, или одному эрстеду.
Напряжение обычно обозначают буквой Н; его размерность сле-
дующая:
[Н] = I/J = ["*] = LMT~' -.С11	Ь~'1гМч’1 -1.
19
Магнитное поле называется однородным, если напряжение по ве-
личине и направлению остается постоянным во всех его точках; в про-
тивном случае поле называется неоднородным.
2.	О МАГНИТАХ
В природе магнитная масса встречается сосредоточенной в желез-
ной руде; магнитное поле естественной магнитной массы довольно
слабо и потому как источник магнитной энергии промышленного
значения не имеет. Свойство магнетизма может быть привито различ-
ным металлам искусственным путем при помещении их в силовое маг-
нитное поле.
В практике обычно приходится иметь дело с магнетизмом, сосре-
доточенным в железных брусках. Магнетизм в брусках располагается
таким образом, что количество положительного (северного) магне-
тизма, сосредоточенного в одной половине бруска, равно количеству
отрицательного (южного) магнетизма, сосредоточенного в другой по-
ловине бруска.
Если магнит поместить в однородное магнитное поле, то на каждую
частицу магнетизма будет действовать сила, пропорциональная
магнитной массе магнита и напряжению магнитного поля. На-
правление силы будет совпадать с направлением магнитного поля.
Центры действия сил называются полюсами магнита. Прямая, про-
ходящая через полюсы, называется магнитной осью. Произведение
I М = 2т/
1--------
(2)
называется магнитным моментом магнита.
Здесь т—-магнитная масса одного из полюсов;
21 — расстояние между полюсами.
Размерность магнитного момента магнита следующая:
[M\ = [m]L = L,sM'hT~l.
Если поместить магнит в однородное магнитное поле, причем
угол между силовыми линиями поля и магнитной осью обозначить
через то произведение
МН sin = 2ml Н sin а = Ме	(3)
называют вращающим моментом магнита.
При ^=90° Мв МН достигает максимума.
Для современных магнитных компасов магнитный момент системы
магнитов составляет величину порядка 150—200 единиц CGS.
Считая напряжение горизонталь ной составляющей магнитного поля
земли в средних широтах равным, примерно, 0,2 единицы<О5, полу-
чим максимальный вращающий момент Мв =200 • 0,2 = 40 диносан-
тиметров или около 0,04 граммосантиметра.
20
При углах <f, близких к нулю, вращающий момент магнитов
очень невелик. Между тем, авиационный компас должен чувствовать
углы отклонения самолета от курса по крайней мере в 1°, когда вра-
щающий момент составляет, примерно,
Мв = 0,04 • 1 ° = 0,04 - 0,017 = 0,09068 гем.
Такая точность работы компаса достигается рациональной кон-
струкцией и приме пением специальных высококачественных матери-
алов.
3.	МАГНИТНАЯ ИНДУКЦИЯ
Явление намагничения металла в магнитном поле называется маг-
нитной индукцией. Аналитически индукция выражается зависимостью:
В = у-Н.	(4)
Так как — величина отвлеченная, то магнитная индукция В
имеет ту же размерность, что и напряжение Н.
Для случая намагничения в магнитном поле железного бруска
магнитная индукция
В = \>Н cos <р.
Здесь ср — угол между направлением оси бруска и направлением
напряжения Н.
Таким образом, чтобы получить максимальную индукцию, бру-
сок необходимо расположить осью вдоль магнитящего поля. Приполо-
Фиг- 4. Ферромагнитный брусок Фиг. 5. Парамагнитный
в магнитном поле.	брусок в магнитном поле-
жении поперек поля брусок не намагничивается совершенно, так
как при ср =90° cosep = 0.
Все металлы с точки зрения магнитной проницаемости делятся
на две группы: металлы парамагнитные, для которых u> 1 и ме-
таллы диамагнитные, для которых «<!.
Парамагнитные металлы, имеющие и. значительно больше еди-
ницы, порядка нескольких десятков и выше (до нескольких тысяч),
называются^ телами ферромагнитными. К ним относятся: железо,
никель, кобальт, хром, марганец. К парамагнитным металлам от-
носятся также алюминий, натрий, имеющие и. несколько больше
единицы. У меди у.<1, и она является диамагнитным металлом.
На фиг. 4 изображено поведение ферромагнитного бруска металла
в магнитном поле, на фиг. 5 — парамагнитного, нафиг. 6 — диамаг-
нитного.
21
Величина, обратная р, а именно —, называется магнитным со-
противлением. Из металлов железо обладает наименьшим магнитным
сопротивлением, т. е. оно не только пропускает сквозь себя магнит-
ный силовой поток своего сечения, но и втягивает значительное ко-
личество соседних силовых линий.
Фиг- 6. Диамагнитный
брусок в магнитном
поле.
4.	МАГНИТНЫЙ ГИСТЕРЕЗИС
Если брусок железа (стали) поместить в
магнитное силовое поле, которое затем
убрать, то железо само будет обнаруживать
магнитные свойства, образуя вокруг себя
магнитное поле. Магнетизм, оставшийся в
бруске железа, называют остаточным.
Отношение L магнитного момента бруска к объему его, равное
-р-, называют степенью намагничения, где V—объем бруска.
Фиг. 7. График магнитного
гистерезиса твердого железа.
Фиг- 8. График магнит-
ного гистерезиса мягкого
железа.
При изготовлении искусственных магнитов, в зависимости от их
назначения, стремятся к тому, чтобы достигнуть либо возможно
большего остаточного магнетизма, либо постоянства остаточного
магнетизма. Первое свойство, очевидно, определится отношением сте-
пени намагничения в момент нахождения бруска в намагничиваю-
щем магнитном поле к степени намагничения после того, как внеш-
нее поле удалено.
Отношение —-£-р“- выражает величину относительного остаточ-
ного магнетизма и называется ретентивностью. При изготовлении
искусственных магнитов для компасов важнее бывает не ретентивность
железа, а его способность удерживать остаточный магнетизм. Это
свойство определится тем внешним магнитным полем обратного на-
правления, в которое необходимо поместить брусок, чтобы отнять
у него остаточный магнетизм. Напряжение этого внешнего поля Нс,
22
иди равную ему силу сопротивления железа размагничению, назы
вают коэрцитивным напряжением.
На фиг. 7 и 8 изображены графики намагничения двух разных
сортов железа, называемые графиками гистерезиса. График 7 отно-
сится к так называемому твердому железу, график 8—к мягкому.
По осям абсцисс отложены напряжения внешнего поля Н, по осям
ординат—магнитные индукции В.
Из графиков следует, что, во-первых, магнитная проницаемость
«не является для данного типа железа постоянной величиной, а
уменьшается с увеличением Н\ точка М служит пределом на-
сыщения, т. е. магнитная индукция В не увеличивается, как
бы ни увеличивать напряжение Н.
Во-вторых, магнитная проницаемость, определяемая отношением
J?-, для твердого железа значительно меньше, чем для'мягкого. Так,
н
чтобы получить магнитную индукцию порядка 6 = 15 000, для твер-
дого железа необходимо создать напряжение поля порядка несколь-
ких сот эрстед, для мягкого железа—порядка нескольких эрстед.
В-третьих, ретентивность, определяемая отношением ординаты
Втах к ординате Вс для твердого железа, несколько больше, чем для
мягкого.
В-четвертых, коэрцитивная сила, определяемая абсциссой Нс,
для твердого железа значительно выше, чем для мягкого; длятвердого
железа эта величина колеблется в пределах от 40 до нескольких тысяч
эрстед, для мягкого—от 2 до 20 эрстед. Очевидно, твердое железо
по своим свойствам более всего подходит для изготовления искус-
ственных магнитов. В промышленности известно большое число сор-
тов стали, идущих на изготовление магнитов. Лучшими следует счи-
тать закаленные стали с примесью кобальта, никеля и платины, обла-
дающие весьма большой коэрцитивной силой.
В табл. 1 приведены величины остаточного магнетизма Вс и коэр-
цитивной силы Н( для некоторых сталей.
Сорт стали
Кобальтовая сталь (36% Со)............................
Кобальтовая сталь (10% Со) .................... . . .
Никель-алюминиевая сталь (Мишима) (Ni 10—49%, Al 1—20%)
Платино-кобальтовые Сплавы . ........... .............
Твердая сталь (0,99% С) отожженная ...................
Твердая сталь (0,99% С) закаленная....................
Таблица 1
9310
3800
7 750
3000
9950
6 700
227
70
700
4000
7,5
48.6
Как бы велика ни была коэрцитивная сила магнита, все же с те-
чением времени магнитный момент его уменьшается. Практика пока-
зывает, что из физических факторов наиболее отрицательно влияют на
23
величину магнитного момента изменения температуры среды и тряска \
(вибрация), которой подвергается магнит. И то и другое имеет место
при эксплоатации авиационных компасов. Поэтому с течением времени
качество компаса ухудшается, и он может дойти до такого состояния, '
при котором дальнейшая эксплоатация его затруднительна. В этих
случаях необходимо, очевидно, заменить в компасе магниты.
5.	ЗЕМНОЙ МАГНЕТИЗМ
А. ЗЕМЛЯ КАК МАГНИТ
Земля представляет собой большой магнит, напряжение магнит-
ного поля которого неравномерно по
Условились считать, что в северном
чен южный магнетизм, а в южном
Фиг- 9. Магнитное наклонение.
Магнитные полюсы находятся
которой глубине. Их проекции
величине и по направлению,
полушарии Земли сосредото-
полушарии — северный маг-
нетизм. Магнитная стрелка
устанавливается северным
концом к южному магнетиз-
му. т. е. в направлении на
север. Поэтому полюс Земли,
в котором сосредоточен юж-
ный магнетизм, называется
северным магнитным полю-
сом. Таким образом в север-
ном полушарии находится
северный магнитный полюс,
в южном полушарии—юж-
ный магнитный полюс.
не на поверхности Земли, а на ие-
на пцверхность Земли находятся
в местах, определяемых следующими координатами:
Северный полюс ср = 70“ сев. широты; /. = 95° зап. долготы.
Южный полюс <р = 72,5° южн. широты; /. --154° вост, долготы.
в. НАКЛОНЕНИЕ
Напряжение магнитного поля Земли, вообще говоря, направлено
не по горизонту, а под некоторым углом к нему.
На фиг. 9 Рт — магнитный полюс; Мрт — поверхность Земли;
Рт—проекция полюса на поверхность Земли; М — положение на-
блюдателя; Н'Н' — плоскость горизонта; МРт—магнитная сило-
вая линия; Т — напряжение магнитного поля Земли, направленное
по касательной к силовой линии.
Угол 0, заключенный между направлением силы Т и плоскостью
горизонта, называется наклонением.
Угол этот на магнитном полюсе (вернее, на проекции его) в точке
Рт равен 90°. Приблизительновдольгеографического экватора прохо-
дит также и магнитный экватор, т. е. такое геометрическое место
точек, где сила земного магнетизма направлена горизонтально
и где 0=0°.
24
Если разложить силу Т по горизонтали и по вертикали на состав-
ляющие Z и Н, то составляющая Н будет той силой земного магнит-
ноГо поля, которая заставляет магнитную стрелку устанавливаться
по направлению север—юг.
Из фиг- 9 имеем:
(6)
Н = Т cos 6.
равна
Из выражения (6) следует, что горизонтальная составляющая
силы земного магнетизма, изменяясь по закону косинуса, на магнит-
ном экваторе достигает максимума, а на магнитных полюсах
нулю- Так как магнитная стрелка всегда
стремится занять магнитной осью положе-
ние по направлению силы Т, то на магнит-
ном полюсе стрелка, имея свободу враще-
ния вокруг горизонтальной оси, устано-
вилась бы вертикально, а на экваторе —
горизонтально; вообще же такая стрелка
будет устанавливаться под углом 0 к
горизонту.
В. МАГНИТНОЕ СКЛОНЕНИЕ
На фиг. 10 изображена горизонтальная
плоскость и силы Т, Н и Z. Вследствие
несимметричного распределения магнит-
ных масс в Земле вертикальная плоскость,
проходящая через силу земного магнетиз-
ма Т, пересекает плоскость горизонта
не по направлению географического мери-
диана (N„), а под некоторым к нему углом,
склонением (d). Направление
земного магнетизма И, по которому
устанавливается магнитная стрел-
ка, называют магнитным меридиа-
ном (NM).
Склонение считают положитель-
ным, если магнитный меридиан от-
клоняется к востоку от географи-
ческого, и отрицательным — если
он отклоняется к западу.
В аэронавигации склонение
играет важную роль; его величина
указана на специальных магнит-
ных картах в виде линий, соединя-
ющих места с одинаковым магнит-
ным склонением. Такие линии
называются изогонами. Изогоны, имея в средних широтах ос-
новное направление вдоль меридианов, пересекаются в четырех
Магнитное
Фиг- 10.
склонение.
называемым магнит ным
горизонтальной составляющей
Нм
па
Фиг- И. Магнитное склонение
северном географическом полюсе.
25-
26
_
20° 30° Ь0° 50° 60° 70° 80° 90° 100° 110° 120° 130° 1Ь0° 150° 160° 170° 180° 190
Линии магнитных склонений.
Годичные изменения.
тОчках земной поверхности—в двух магнитных ив двух географиче-
сКИх полюсах.
Пересечение изогон в магнитных полюсах вполне понятно; пере-
сечение же их в географических полюсах объясняется тем, что хотя
магнитная стрелка там и устанавливается в одном определенном
направлении, но географические меридианы подходят к полюсу с раз-
ных направлений, а склонение определяется углом, заключенным
между ними, и направлением магнитной стрелки. Наглядно это изоб-
ражено на фиг. 11, где N„ представляет собой географический полюс;
при приближении к нему с различных меридианов магнитная стрелка
может составлять с направлением наЛ?и угол от 0 до 360° (или от 0 до
180° в обе стороны). Углы склонения на фигуре отмечены дугами.
На фиг. 12 изображена карта изогон для СССР.
Величина магнитного склонения не остается постоянной для каж-
дого данного места Земли, а периодически изменяется. Годичные
изменения склонения, составляющие в наших широтах около 6', ука-
зываются на карте так же, как и год, к которому относятся нанесен-
ные на карте изогоны.
Кроме периодических изменений, склонение может иногда довольно
быстро изменяться на небольшой промежуток времени на несколько
градусов, причем такое изменение заранее предусмотреть нельзя.
Это изменение называется магнитной бурей; бури бывают
довольно редко — один раз в несколько лет.
Как было указано, полное напряжение магнитного поля Земли ’
для различных точек различно. На экваторе оно имеет значение
около 0,3 эрстед, в средних широтах — около 0,4—0,5 эрстед, а на
полюсах достигает максимума 0,79 эрстед.
Величина полной силы земного магнетизма также имеет перио-
дические-колебания. Однако колебания эти незначительны и в
практике аэронавигации серьезного значения не имеют.
Величина горизонтальной составляющей магнитного поля Земли,
изменяясь по закону косинуса от магнитного экватора до полюса,
претерпевает во многих местах Земли резкие изменения, сопровожда-
ющиеся обычно и резким изменением склонения. Такие явления
называются магнитными аномалиями. На экваторе горизонтальная
составляющая достигает максимума около трех десятых эрстед, в
средних широтах СССР — около двух десятых эрстед, в районе же
аномалий она изменяется в пределах от 0,05 до 0,7 эрстед.
Склонение при этом может изме няться на 180° на расстоянии не-
скольких километров. Магнитные аномалии указаны на картах
магнитных склонений. Несмотря на изменения горизонтальной состав-
ляющей, магнитное поле Земли на небольшом участке, занимаемом
самолетом, можно считать практически однородным, т. е. неизменяю-
.щимся ни по величине, ни по направлению.
27
ГЛАВА II
МАГНИТНЫЙ КОМПАС
1.	ИСТОРИЧЕСКАЯ СПРАВКА
Китаевед Клал рот утверждает, что по данным китайских летописей
компас был известен в Китае еще в 2364 г. до нашей эры. В частности,
император Хуанг-Ти сумел победить своего соперника Чжи-Су, пре-
следуя его в облаках пыли и тумане по указаниям компаса. Клапрот
приводит также доказательства того, что полярность магнитов и
свойство намагниченных иголок указывать север были известны
китайцам за 120 лет до нашей эры.
В Европе магниты стали известны впервые в XII веке грекам и
римлянам.
Слово «магнит» происходит от названия древнего города Магнезия
в Малой Азии, близ которого греки находили магнитный камень.
Этим камнем стали намагничивать железные иголки, которыми поль-
зовались на кораблях, где иголки указывали направление на север.
Так как иголки быстро размагничивались, их нужно было часто с нова
.намагничивать.
В XIII веке было обнаружено явление склонения, которое вна-
чале считали постоянным и учитывали тем, что на магнитную стрелку
наклеивали картушку так, что линия ее NS уклонялась северным
концом примерно на 10° вправо от северного конца стрелки. Колумб
первый заметил явление изменяемости склонения с изменением места.
• В XVI веке компас был уже распространенным в мореплавании
прибором. В том же XVI веке было открыто явление наклонения.
На девиацию компаса впервые обратили внимание в конце XVIII
века, когда в деревянных кораблях стали применять железные креп-
ления.
С развитием железного судостроения необходимо было дать какие-
то практические указания по борьбе с девиацией. Особенно остро этот
вопрос встал, когда в начале 60-х годов произошел ряд крушений,
причиной которых были погрешности компаса. На основе теоретиче-
ского решения Пуассоном вопроса девиации англичане Арчибальд
Смитт и капитан Эванс придали теории девиации такой вид, который
позволил использовать ее на практике.
Из русских научных работников следует отметить И. П. де-Ко-
лонга и академика А. Н. Крылова, внесших в учение о девиации
28
^ihoio ценного и поставивших дело определения и уничтожения де-
виации в русском флоте на большую высоту, чем в других странах.
В авиации магнитный компас стали применять почти с самого за-
рождения ее. В первое время на самолеты устанавливали морские
компасы. Но затем, на основе опыта и требований, связанных со спе-
цифическими условиями полета, появились авиационные компасы,
без которых не поднимается в настоя-
щее время ни один самолет.
Однако теоретические и некоторые
практические вопросы использования
авиационного компаса в полете исследо-
ваны пока еще мало. Многие вопросы,
уже совершенно ясные для морского
компаса, остаются нерешенными в при-
ложении к самолетному компасу. Не-
смотря на это, некоторые конструкции
авиационных компасов нашли себе при-
менение на морских судах специального
назначения
2.	ПРИНЦИП РАБОТЫ МАГНИТНОГО
КОМПАСА
Всякий магнитный компас имеет
следующие основные элементы: а) кар-
тушку с магнитами и шпилькой; б) ко-
лонку стопкой; в) котелок; г) курсовую
черту; д) жидкость.
Схематично устройство компаса по-
казано на фиг. 13.
Картушка компаса представляет со-
бой тонкий латунный или алюминиевый
диск 7, разградуированный на 360°.
Такой диск, или лимб, несет на себе
обычно пустотелый поплавок 2, умень-
шающий вес картушки в жидкости. Под
поплавком к диску прикреплены одна
или несколько симметрично располо-
женных пар магнитов 3. При этом оси
магнитов параллельны линии 0—180° лимба, называемой осью кар-
тушки, а одноименные полюса магнитов направлены в одну сторону.
Между магнитами помещается так называемая шпилька 5, изготов-
ленная из твердой стали. Картушка опирается шпилькой на топку б
из твердого камня, закрепленную на колонке.
Котелок 7 компаса, отлитый из алюминия, несет на себе курсовую
черту 4, т. е. тонкую проволочку, установленную против лимба.
В котелок налита жидкость для демпфирования колебаний картушки;
сверху котелок закрывается стеклом ,5. сквозь которое наблюдают
За показаниями компаса.
Фиг. 13. Схема устройства
магнитного компаса.
/ —лимб картушки, 2—попла-
вок, 3—магниты, 4—курсовая
черта, 5—шпилька, б—топка,
7—котелок, 8—стекло, 9—мем-
брана.
29
Часто в компасах устраивается так называемая вертикальная кар-
тушка. В таком случае лимб картушки выполняется в виде «юбочки»
(см. фиг. 26); деления наносят на наклонной или вертикальной стороне
лимба. За показаниями компаса наблюдают через стекло не сверху,
а сбоку котелка, сам же компас устанавливается на уровне глаз пи-
лота.
Нижняя часть котелка представляет собой мембранную камеру
9, изготовленную из тонкой гофрированной латуни. Камера служит
для компенсации изменений объема жидкости при изменениях тем-
пер туры.
На самолете компас устанавливается таким образом, чтобы его
курсовая черта была параллельна оси симметрии самолета. Картушка
с магнитами всегда стремится установиться так, чтобы магниты рас-
положились своими осями в направлении север — юг; в том же направ-
лении установится и линия 0—180° лимба. Компасный курс самолета
отсчитывается по делениям картушки против курсовой черты.
В зависимости от типа компаса и его конструкции отдельные
элементы могут видоизменяться, но общая схема остается неиз-
менной.
3.	КОЛЕБАНИЯ КАРТУШКИ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
Картушка компаса под влиянием напряжения магнитного поля
земли стремится всегда установиться своей осью по направлению
магнитного меридиана. Будучи выведена какими-либо внешними си-
лами из меридиана, картушка стремится снова притти к нему, причем,
возвращаясь к меридиану, она совершает движение, определяемое
конструктивными особенностями компаса. Компас, у которого кар-
тушка возвращалась бы к меридиану немедленно после прекращения
действия на нее внешних сил, был бы идеальным. Однако такой ком-
пас изготовить невозможно; в большинстве компасов картушка, воз-
вращаясь к меридиану, совершает колебания около своего среднего
положения. Таким образом компас на некоторый промежуток времени
теряет свое основное свойство—указывать курс относительно магнит-
ного севера. Различные типы авиационных компасов по-разному раз-
решают задачу демпфирования колебаний картушки. Чтобы ясно
представить себе, как эта задача разрешается,разберем условия колеба-
ний магнитной стрелки в горизонтальной плоскости. Для этого со-
ставим диференциальное уравнение движения картушки, решив ко-
торое, найдем зависимость положения картушки в любой момент
от параметров компаса, что определит характер колебаний картушки.
Диференциальное уравнение движения картушки в горизонталь-
ной плоскости можно написать, исходя из основного закона динамики:
сумма моментов всех сил, действующих на движущееся тело, и сил
инерций равна нулю.
Если отклонить картушку компаса от меридиана, то при ее движении
обратно к меридиану на нее будут действовать следующие моменты
30
1. Момент сил инерции, равный /{«, где I—момент инерции кар-
тушки относительно вертикальной оси симметрии.
} 2. Момент сопротивления жидкости, который при малых скоро-
стях можно считать пропорциональным первой степени скорости.
Обозначив коэфициент пропорциональности через К, получим момент
сопротивления М=Ку- Физический смысл коэфициента К опреде-
м
лится из равенства К = —, т. е. К есть момент сопротивления жид-
t>
кости, отнесенный к единице угловой скорости вращения картушки.
3. Вращающий момент картушки равен МН siny; для малых
углов отклонения положим sin<p=a>, тогда момент будет МН’у.
4. Момент трения шпильки о топку в сравнении с моментом со-
противления жидкости очень мал, и мы нс будем принимать его во
внимание. Тогда уравнение движения картушки напишется:
6 + К? + МНу = 0,	(7)
пли, обозначив j=2p и -^^— = д2, получим:
-f- -у д2У = 0.	(8)
Общее решение этого уравнения имеет три случая, в зависимости
от значения корней характеристического уравнения:
Л-2+2рА- + ?2 = 0.	(9)
Корни этого уравнения
и	_____•
л.,=—p — i^p2- д2.
Случай 1.
Корни уравнения (9) комплексные, т. е. р<д.
Тогда	,	.
=— р 4- mi
и	,
&, =—р — mi,
где	___
т = / q2—p2.	(Ю)
Общее решение уравнения для этого случая имеет следующий
вид:
4' = е~'"(А sinm/ + В cos mt).	(11)
Для определения постоянных АпВ примем следующие начальные
условия: I =0, =0 и т =ю0, т. е. картушка отклонена от нейтрального
положения на некоторый угол и имеет скорость, равную нулю.
Тогда из уравнения (И) найдем:
<f()= е”рО=(Д sin тО + В cos тО).
В = То-
31
Для получения А продиференцируем уравнение (11):
¥ = — pe~~pt (A sin mt + В cos mt) 4- е“р< (Am cos mt — Вт sin mt).
Подставляя сюда начальные условия, найдем:
О =— рВ 4- Ат,
А = -^оР—.
т
Подставляя в уравнение (11) значения А и В. получим:
ц. = % е pl( -р sin mt 4- cos mt).
•	\ m	/
(12)
Из уравнения (12) следует, что картушка придет в колебательное
движение, причем частота этого колебания согласно уравнению (10)
равна:
МН	№
m V [	4/s-	(13)
Период колебания мы!найдем, если тТ положим равным 2п. В та-
ком случае
2тс
т '
Подставляя вместо т его значение из уравнения (13), найдем:
Т =  г_ . 2” 	(14)
1 Г МН	к*	v '
V i	4р

Чтобы определить амплитуду колебания, найдем t из выражения
для в тот момент, когда <4=0. Этот момент будет соответствовать
максимальному отклонению картушки от меридиана. Подставив за-
тем значение / в уравнение (12), найдем значения углов <4, т. е. ампли-
туд; диференцируя уравнение (12), получим
Ф = e~pt (-------- sin mt — <fop cos mt 4- <p,,pcos mt — <?om sin mt )
pt p2 — m2 .	,
<? = Т°е — sin mt. •
Так как pzhm, то, чтобы <f=0, необходимо, чтобы sin m/=0, или
mt =nn, где л=0. 1, 2 . . .
Следовательно:
_ лп
m '
Подставляем значение t в уравнение (12):
* <р = r^~pt ( Р Sin пт. 4- COS Пт:),
32
Обозначив амплитуду через Ди подставляя в последнее равенство
значение р, turn, найдем:
(15)
Из уравнений (12), (13), (14) и (15) следуют такие выводы.
Картушка компаса, будучи выведена из состояния покоя толч-
ком, при условии р < q,t. е.	или К <	при-
дет в колебательное движение, причем:
частота колебаний будет тем больше, чем больше
магнитный момент М и напряжение поля Н и чем меньше момент
инерции картушки I и коэфициент сопротивления жидкости К,
период колебания, как величина обратная частоте,
будет тем больше, чем меньше магнитный момент М и направление
поля Н и чем больше момент инерции I и коэфициент сопротивления
жидкости К;
амплитуда колебаний будет возрастать с уве-
личением М, И и / и с уменьшением К-
Зависимость частоты, периода и амплитуды колебаний от парамет-
ров показана в табл. 2.
Таблица 2
Параметры	м+	Н+	/+	к+
т	+	+	—	—
Т	—		+	+
А	+	+	+	
Знак плюс (+) означает увеличение, знак минус (—) уменьшение.
Значения частоты и периода колебаний при постоянных пара-
метрах М, Н и К остаются постоянными для данного компаса.
Значения амплитуд, как следует из уравнения (15), все время
уменьшаются с увеличением п.
Найдем отношение двух последовательных амплитуд:
___(п м) я	к
1 riMHi	т / Тмш
А,., _ -у V к‘	V
Ап~ е
v v к'
Ратц ч. I—22—3
33
Обозначив это отношение через d, получим:
] /~ tM III
d = eV к' =
Натуральный логарифм этого выражения
(16)
(17)
ЛГ2
называется логарифмическим декрементом зату-
хания^ d—д екрементом затухания. Из уравне-
ний (16) и (17) очевидно, что как декремент, так и логарифмический
Декремент затухания показывает, насколько быстро затухают
колебания картушки, отведенной от меридиана на некоторый угол.
Очевидно, чем декремент больше, тем медленнее будет возвращаться
компас к нулевому положению. На фиг. 14 показаны графики двух
компасов с декрементами затуханий, равными 2,5 и 5, при равных
периодах. Компас, имеющий декремент 5, вернется к меридиану ско-
рее компаса, имеющего декремент 2,5.
Необходимо оговориться, что, как следует из уравнения (12),
картушка компаса, совершая затухающие колебания, теоретически
никогда (при t —> со) к меридиану не придет, однако на практике
считают картушку установившейся, если движения ее не заметны
на-глаз; это бывает, когда картушка подходит к меридиану на угол
около 1 °.
34
Случай 2.
Корни уравнения (9) действительные и неравные, т. е. p>q.
Общее решение уравнения (8) имеет для этого случая такой вид:
= С/‘‘+ С„еЧ	(18)
где и к2 корни характеристического уравнения (9).
Постоянные интегрирования Q и С2 определятся из следующих
начальных условий: t=0, ф=0 и <p='f0, т. е. в начальный
картушка отведена на угол ф0 и скорость ее равна нулю.
Из уравнения (18) имеем:
Чч> = О. + С2.
Диференцируя уравнение (18), найдем:
Ф = СЛЛ' + СЛе1*
Пользуясь начальными условиями, найдем:
О = СЛ+ C2fc2.
Из уравнений (19) и (20) находим С\ и С2.
= '-рд С2,
(фо-С2)/С1 + С.Л2 = 0,
•	р __ 'Д<Л1
- Л1-Л/
р .___’ЛА ।	_ "рк2
к— к ' ТО — к — к '
Подставляя значения С, и С2 в уравнение (18), найдем:
= _ '^2	।	Л'
т кг- к2 ку— к2
Положим, что
!	q-2 = г
тогда
кг=— Р + г
и
fc2=—р-г.
Подставим эти значения в уравнение (21):
или
момент
(19)
(2 )
(21)
(22)
ч- = -V- I (Р + 0 еГ‘- (Р - И е~г' 1-
Так как р>q, а следовательно, р>г, то при г->со каждое из
слагаемых уравнения (22) (по раскрытии скобок) стремится к
35
нулю, вся же величина, заключенная в скобки, остается поло-
жительной. Отсюда следует такой вывод: если картушку отклонить
от меридиана на некоторый угол <р0, при условии p>q, т. е.
—2/~> у —^fi— или К > 2\/Г MHI , она возвратится к меридиану,
не совершая колебательных движений, а приближаясь к нему
ассимптотически.
Картушка, обладающая такими свойствами, называется апери-
одической. На фиг. 14 изображен график движения апериодичес-
кой картушки.
Случай 3.
Корни уравнения (9) действительные и равные, т. е. р= q. В этом
случае уравнение движения примет следующий вид:
? = С/' + CJekl = ем (С\ + /С2)
и так как к = — р, то:
* =	+	(23)
Из начальных условий f—О, !р=О и ?=<?0, найдем постоянные ин-
тег рирова ния:
fo = C1;
=— чоре~р1 — pe~pl CJ = С2е~pt;
0=- <f0p + C2; С2 = р<?0.
Подставляя значения Сг и С2 в уравнение (23), найдем:
= <24)
Из этого уравнения следует тот вывод (как и для 2-го случая),
что когда К =2]/~ мш , движения картушки остаются апе-
риодическими, так как при t, стремящемся к бесконечности, —»О,
не переходя через нулевое положение.
Это наглядно видно, если применить к выражению (24) правило
Лопиталя.
Представив уравнение (24) в виде:
и взяв, по правилу Лопиталя, производные числителя и знаменателя,
получим:	это выражение стремится к нулю при t, стремящемся
к бесконечности. Значит и <р—> 0 при £ —> оо.
36
Таким образом все компасы можно разделить на два типа:
первый тип компасов, для которых коэфициент сопротивления жид-
кости К < 2 MHI, называют обычно компасами периодическими;
второй тип • компасов, для которых значение коэфициента
К > 2 \ MHI, называют компасами апериодическими.
В морской практике на больших и средних кораблях применяются
исключительно периодические компасы с относительно небольшими
декрементами затухания, т. е. с небольшими К- Такими компасами
пользовалась и авиация в первые годы своего существования, по-
просту заимствовав их из морского флота.
Однако эти компасы оказались очень неудобными в полете. Если
в спокойную погоду они вели себя относительно спокойно, то при
«болтанке» картушка компаса начинала «ходить» около своего сред-
него положения, и пилоту трудно было удерживать самолет на
нужном курсе.
В 1925 г. английская фирма ЮЗ (Н ughes) выпустила первый аперио-
дический компас, быстро завоевавший себе права гражданства в авиа-
ции. Основным положительным свойством его была большая устой-
чивость картушки, достигавшаяся особой конструкцией ее, имевшей
сравнительно большой коэфициентсопротивления жидкости К. Компас
давал вполне удовлетворительные результаты не только в спокой-
ную погоду, но и при болтанке, хорошо удерживая картушку на ме-
ридиане.
Однако вскоре выяснилось, что апериодический компас обладал
рядом отрицательных свойств. В частности, при низких температу-
рах он приобретал такую «апериодичность», что пользоваться им
было затруднительно: большой коэфициент сопротивления жидкости
при низких температурах приводил к тому, что почему-либо откло-
ненная от меридиана картушка возвращалась к нему крайне мед-
ленно. Поэтому очень скоро от апериодических компасов пришлось
отказаться.
Стали изготовлять компасы периодическими с декрементом зату-
хания, примерно, 3—5. Такие компасы при низких температурах
(от —15 до —30°), являющихся рабочими для авиации, увеличивают
свой декремент и близко подходят по качествам к апериодическим.
4. ХАРАКТЕРИСТИКА КОМПАСА
Четыре основных ]Элеме нта характеризуют особенности компаса:
декремент затухания, время успокоения, увлечение и застой.
Декремент затухания, как уже было сказано, характеризует пе-
риодичность компаса.
Из выражения для декремента!) =	----следует, что
V к* ~1
нужное значение для него можно получить, подбирая параметры М,
1 и К- Для получения достаточно большого значения декремента
37
необходимо, как следует из его выражения, параметры М и/делать
возможно меньше, а параметр К—больше.
Уменьшение момента инерции I достигается максимальным об-
легчением картушки. В апериодических компасах, имеющих беско-
нечно большой декремент, нет картушки в том смысле, в каком это
название употреблялось до появления апериодических компасов, так
как в них лимб отсутствует. Вместо лимба, магнитная система несет
на себе несколько усиков-затухателей с очень небольшим весом.
Магнитный момент М в компасах с малым декрементом делается
возможно большим. Чем больше декремент, тем меньше магнитный
момент компаса. Однако необходимо помнить, что при небольшом
моменте картушка
становится неустой-
чивой на курсе вслед-
ствие небольшого вра-
щающего момента,
удерживающего кар-
тушку в меридиане.
Необходимей моме нт
окончательно подби-
рается опытным пу-
тем.
Для получения не-
обходимого декремен-
та затухания нужно,
кроме магнитного мо-
ме нта,варьировать ве-
личину К, определяю-
щую сопротивле ние
картушки в жидкости.
При малом декре-
менте, т. е. при малом
К, контур картушки
должен быть по воз-
Фиг. 15. Магнитный апериодический компас
Кемпбелл-Беннет, тип 6/18.
можности обтекаемым, без выступов; такой вид имеют, напри-
мер, картушки периодических компасов американской фирмы Пио-
нер, (Pioneer), тип 145 (см. ниже фиг. 119). Картушка этого компаса
имеет относительно небольшой коэфициент сопротивления К. Де-
кремент этого компаса при / = 15° С составляет 3,5.
Для увеличения декремента обычно к картушке припаиваются
усики-затухатели, испытывающие при движении в жидкости большое
сопротивление. Нафиг. 15 изображен апериодический компас Кемп-
белл-Беннет фирмы Юз. Апериодичность компаса достигнута здесь
восемью затухателями.
Время успокоения компаса можно найти из значения амплитуды
[уравнение (15)], если задаться тем углом, в пределах которого ко-
лебания картушки перестают быть заметными для глаза.
38
Обозначим этот угол через <fmin, а время успокоения через т;тогда:
к
<fmin = 'Рое-РТ='Рое 2/ •
Найдем отсюда т:
2L-
е2/ ~-з-	'р0	;
®min
Отсюда следует, что время успокоения компаса, т. е. время возвра-
щения картушки к меридиану с точностью до тем больше, чем
больше момент инерции / и чем меньше коэфициент сопротивле-
ния К. Однако это верно только для периодических компасов.
Фиг. 16. Графики увлечения магнитного компаса.
Так как желательно, чтобы время успокоения было возможно
меньшим, то I должно быть возможно меньше, а К—возможно больше.
Однако, так как слишком большой коэфициент К приводит к плохой
работе компаса при низких температурах, необходимо выбирать
такой коэфициет К, чтобы при рабочих температурах (от—15 до —30°)
картушка компаса оставалась достаточно подвижной в жидкости,
хотя при более высоких температурах это несколько и увеличивает
время успокоения.
^Время успокоения современных периодических компасов 15—30
сек., апериодических —8—12 сек. при / = 15°С.
Увлечением компаса называют угол, на который жид-
кость увлекает картушку компаса при повороте компаса на 360°.
Увлечение компаса—явление крайне нежелательное, так как, во-
первых, при поворотах самолета на новый курс, по картушке, увле-
ченной за котелком, нельзя определить действительный угол поворота;
во-вторых, после окончания поворота картушка некоторое время
39
не показывает действительного курса, так как не может успокоиться
вследствие вихревых возмущений жидкости, образовавшихся при по-
вороте и сразу после окончания его.
Величина увлечения для определенного типа компаса зависит
от скорости вращения самолета. На фиг. 16 изображены графики за-
висимости увлечения от скорости вращения. Увлечение зависит о»
формы картушки, от зазора между картушкой и котелком и от свойств
жидкости. Очевидно, что чем больше поверхность картушки, тем боль-
ше увлечение, так как (увеличивается поверхность трения между
жидкостью и картушкой. Этим
недостатком особенно обладают
сплошные картушки, на которых
нанесены деления для отсчета
курса. С другой стороны, картуш-
ки не сплошные, а изготовленные
для увеличения коэфициента со-
противления жидкости К из не-
скольких затухателей, также дают
большое увлечение, так как зату-
хатели легко увлекаются этой же
жидкостью. Последнее обстоятель-
ство и является одной из причин
того, что нельзя чрезмерно увели-
чивать коэфициент К, хотя это и
выгодно в других отношениях, а
именно: уменьшает время успокое-
ния и увеличивает устойчивость
картушки на курсе.
Есть, однако, способ увеличить
Фиг. 17. Магнитный апериодический коэфициент К, не повышая ув-
компас фирмы ЮЗ, тип 0,2. лечения: необходимо создать доста-
точно большой зазор между кар-
тушкой и стенками котелка. При таком устройстве компаса жидкость
на разворотах самолета почти не увлечет за*собой картушку, так
как стенки котелка увлекают, главным образом, те частицы жидкости,
которые прилегают непосредственно к стенкам. Ближе к середине
котелка увлечение чувствуется значительно слабее.
В качестве примера хорошего разрешения вопроса увлечения
может служить компас для наблюдателя фирмы Юз, тип 0,2 (фиг. 17).
В этом компасе диаметр котелка значительно больше диаметра
картушки. Картушка сплошная, с делениями; для увеличения коэфи-
циента сопротивления жидкости К картушка несет четыре затухателя,
что обеспечивает апериодичность компаса. Так как диаметр кар-
тушки невелик, а цена ее деления равна 1°, то над котелком устроено
призматическое увеличительное приспособление для облегчения от-
счетов курса.
Недостатком описанного выше способа борьбы с увлечением явля-
ется чрезмерное увеличение габаритов и веса компаса. Однако дру-
40
того способа борьбы с увлечением нет, и оно является пока одним из
самых крупных недостатков магнитного компаса.
На величину увлечения существенное влияние оказывают свой-
ства компасной жидкости. Чтобы добиться возможно меньшего увле-
чения, необходимо пользоваться жидкостью, обладающей малой
• вязкостью, причем желательно, чтобы вязкость жидкости сильно не
изменялась от изменений температуры (более подробно об этом см.
стр. 45). Однако подобрать жидкость, отвечающую этому требованию,
пока не удалось, и жидкости, употребляемые в компасах, сильно
увеличивают свою вязкость с понижением температуры, вследствие
чего с понижением температуры сильно увеличивается и увлечение.
На фиг. 16 изображены графики увлечения для различных темпе-
ратур.
Застоем компаса называется угол, на который пред-
варительно отклоненная от меридиана картушка компаса не доходит
до меридиана при возвращении к нему. Величина этого угла при
данном вращательном моменте теоретически зависит от момента тре-
ния шпильки о топку. Практически же застой зависит также и от
коэфициента К- Последнюю зависимость мы разберем ниже.
Аналитическое выражение для застоя можно получить из уравне-
ния движения картушки, если учесть еще момент трения шпильки
о топку, которыммы пренебрегли при составлении уравнения (7). Обо-
значив коэфициент пропорциональности, зависящий от материалов и
формы топки и шпильки, через к, вес картушки в жидкости через Q,
найдем, что момент трения M=kQ.
Если мы примем, что в уравнении (7) (t=0 и =0, что будет соот-
ветствовать моменту, когда картушка прекратит движение вблизи ме-
ридиана, и если, кроме того, введем в уравнение момент трения,
то найдем:
МН* — kQ = 0.
Отсюда
(26)
т. е. угол застоя прямо пропорционален моменту трения шпильки
о топку и обратно пропорционален магнитному моменту и напряже-
нию магнитного поля.
Из уравнения (26) следует, что для уменьшения застоя необходимо
магнитный момент делать возможно больше, а величины к и Q—воз-
можно меньше.
Вес Q картушки уменьшают, делая часть ее пустотелой, в резуль-
тате чего кар’гушка оказывается в жидкости почти невесомой. При
расчете поплавка картушки следует, однако, иметь в виду изменение
плотности жидкости при изменениях температур в пределах от -|-5О
До— 60° С с тем, чтобы и при самой низкой температуре картушка не
всплыла.
При нормальных комнатных температурах картушка в жидкости
имеет вес порядка 1,0—2,0 г.
л
Для уменьшения коэфициента трения к топка изготовляется из твер-
дого камня (агата, корунда), а шпилька — из твердой стали.
Чтобы уменьшить поверхности соприкосновения, радиус сферы
топки делают больше радиуса сферы шпильки. Поверхности
шпильки и топки полируют. В результате всех этих мер момент тре-
ния шпильки о топку составляет величину порядка десятитысяч-
ных долей граммосантиметра.
Что касается зависимости застоя от коэфициента сопротивления
жидкости К, то, как следует из уравнения(7), момент сопротивления
жидкости K'i при <р=0 обращается в нуль, и, следовательно, коэфи-
.циент К теоретически на величину застоя не влияет.
Фиг. 18. Графики затухания апериодического компаса.
Однако при достаточно большом К картушка при небольших
углах отклонения от меридиана возвращается к нему настолько мед-
ленно, что уже начиная с некоторого момента движение ее делается
незаметным для глаза. Угол между направлением магнитной оси
картушки (линией 0—180°) и направлением меридиана, при ко-
тором скорость вращения картушки становится очень малой, на прак-
тике называют застоем. Этот угол состоит из постоянного угла тео-
kQ	J
ретического застоя, равного и угла переменного, зависящего
от коэфициента К сопротивления жидкости, сильно меняющегося
с изменением температуры. Величина переменного застоя является
условной, так как она зависит от того, когда мы прекратим наблю-
дение за движением картушки, счит'ая ее неподвижной. Практи-
чески этот застой легко получить из графика колебаний компаса.
Для апериодических компасов, имеющих больший коэфициент К,
величина переменного застоя довольно велика.
Из графиков апериодического компаса (для /—+15 и—25°C),
представленных на фиг. 18, видно, что, начиная с пятнадцатой се-
кунды для / = + 15° и с двадцатой секунды для/ =—25° угол, на
который картушка не дошла до меридиана, уменьшается очень мед-
ленно: меньше, чем на 1°в 10 сек. Значит, для такого компаса застоем
можно считать угол в 2° для температуры+15° и 7°—для температуры
—25° С. При нормальных комнатных температурах в периодических
42
компасах коэфициент К, имея сравнительно небольшое значение, не
оказывает заметного влияния на застой. При низких же температу-
рах с увеличением К компас делается апериодическим, и застой
для него можно определить, пользуясь его графиком колебаний.
Очевидно, для уменьшения переменного застоя необходимо, чтобы
К было возможно меньше; между тем, по соображениям, высказанным
при анализе выражения для декремента и времени успокоения, К
необходимо брать возможно ббльшим. Таким образом застой, как
и увлечение компаса, является тем сдерживающим моментом,
который заставляет конструктора не прибегать к чрезмерному уве-
личению К-
Величина застоя при обычных температурах (до—154-20°) в по-
лете редко принимает такие большие значения, как 24-3°, даже у апе-
риодических компасов, вследствие вибрации, практически сводящей
застой к нулю. Из этого нельзя, однако, сделать вывод, что на зас-
той вообще незачем обращать внимания; увеличение застоя в процессе
эксплоатации компаса указывает на неисправность последнего, а имен-
но: увеличение трения шпильки о топку вследствие износа трущихся
поверхностей или уменьшение магнитного момента картушки.
5. ЭЛЕМЕНТЫ КОНСТРУКЦИИ МАГНИТНОГО КОМПАСА
По (Своему назначению компасы делятся на два типа: путевые
(пилотские) и штурманские. Путевой компас должен в первую
очередь обеспечивать пилоту простоту и удобство наблюдения при
пилотировании самолета по курсу, штурманский же компас должен
давать большую точность отсчета. Кроме того, путевой компас дол-
жен быть более устойчив на курсе, чем штурманский, почему он
обычно имеет несколько больший декремент затухания.
Чтобы удовлетворить первое требование к путевому компасу,
в некоторых конструкциях устроена так называемая вертикальная
картушка,т. е. картушка, наблюдение за которой ведется сбоку ком-
паса. В последнее время путевые компасы с вертикальной картушкой
все более вытесняют компасы с горизонтальной картушкой.
Как штурманские, так и путевые компасы состоят из следующих
элементов: картушки, колонки, жидкости, котелка с компенсацион-
ной камерой, стекла, освещения, приспособления для крепления
и девиационного прибора.
А. КАРТУШКА
Картушка является чувствительным элементом компаса. Она со-
стоит из следующих основных деталей: системы магнитов, лимба
или заменяющих его затухателей, поплавка (не всегда) и топки, или
шпильки.
На фиг. 19 изображено устройство картушки периодических ком-
пасов с горизонтальным лимбом, а на фиг. 20—картушки компа-
сов с вертикальным лимбом. Соответственно этому лимбы этих
картушек градуированы сверху и сбоку. Лимб жестко связан с парой
магнитов, поплавком и шпилькой.
43
Картушки таких типов имеют сравнительно небольшой коэфициенх
сопротивления жидкости К и, следовательно, небольшой декремещ.
затухания порядка 3,0—3,5.
Выше было сказано, что картушка может иметь не одну, а две
и даже три пары магнитов. Однако большинство современных компа-
сов ограничивается одной
парой магнитов, обеспечи-
вающих магнитный момент
порядка 150—200 единиц
CGS.
Расчет картушки дол-
жен обеспечить устойчи-
вость ее в жидкости, для
чего центр тяжести кар-
тушки должен находиться
ниже точки ее опоры, т. е.
ниже острия шпильки. Для
уменьшения момента инер-
ции картушки лимб и по-
плавок выполняются из
очень тонкой латуни.
Шпилька изготовляется из
иридия или твердой стали
и имеет на острие радиус
закругления в 0,1—0,2 мм.
Более острая шпилька вы-
крашивала бы топку или
ломалась бы. Чтобы кар-
Фиг. 19. Устройство картушки.
7—магниты, 2—колонка, 3—топка, 4-—поплавок,
. 5—шпилька, 6—лимб, 7—шайба.
Фнг. 20. Картушка с вертикальным лимбом.
7—магниты, 2—колонка, 3—поплавок, 4—лимб.
тушка при перевертывании
компаса не соскакивала с
колонки, в которую за-
прессована топка, имеет-
ся пружинящая шайба 7
(фиг. 19).
Пайка поплавка во из-
бежание коррозии произ-
водится оловом на бескис-
лотном флюсе. Все детали
картушки, кроме шпильки,
покрываются защитным ла-
ком или специальным ме-
таллическим покрытием.
Лимб разг радуйрован на 360°; цена деле ния зависит от назначения
компаса и диаметра лимба. Для штурманских компасов цена деления
делается 1—2°, для пилотских 2—5°. Диаметр лимба должен быть
таким, чтобы между ним и стенками котелка оставался зазор для
'меньшения увлечения. У компасов апериодических или периоди-
ческих, имеющих сравнительно большой декремент затухания (4—6),
44
обычно лимб на картушке отсутствует. Вместо него установлено не-
сколько расположенных радиально за-
тухателей (фиг. 21). В этом случае, при
достаточно малом весе картушки, можно,
вместо поплавка, выполнить конструк-
цию в виде чашечки. Однако картуш-
ки без поплавка встречаются сейчас
редко. Для отсчета курса в таком ком-
пасе устраивается специальная шкала,
о чем подробнее сказано ниже.
Иногда картушка несет на себе топ-
ку, а шпилька сидит на колонке; одна-
Фиг- 21- Картушка'с затухате-
лями без лимба.
1—магниты, 2—затухатели,
3—поплавок, или чашечка.
ко, такая конструкция несколько утя-
желяет картушку и в компасах последних выпусков не применяется.
Б. КОЛОНКА
В^колонке 1 (фиг. 22) помещается топка 4, на которую опирается
своей шпилькой картушка. Кроме этого своего прямого назначения,
колонка в большинстве современных компасов используется для амор-
тизации вынужденных колебаний картушки, вызванных вибрацией
самолета.
Топка изготовляется из твердого камня, обыч-
но агата или сапфира. Радиус ее закругления
должен быть больше радиуса шпильки; обычно
этот радиус равен 2—3 мм. Колонка крепится ко
дну котелка компаса.
Амортизация картушки, как видно из фиг. 22,
осуществляется винтовой пружинкой 5, сидящей
свободно на основании колонки, т. е. на стойке.
Колонка 1 свободно скользит в стойке 2 и опи-
рается на винтовую пружинку штифтом 3, пропу-
щенным сквозь колонку. Поверхность колонки и
внутренняя поверхность стойки полируются для
уменьшения /трения.
в. жидкость
Жидкость, \ окружающая картушку, служит
для демпфирования ее колебаний. Кроме того,
жидкость уменьшает трение топки о шпильку,
Фиг. 22. Колонка, уменьшая вес картушки. Физические свойства
7—колонка, жидкости имеют большое значение для работы
2—стойка,3—штифт, компаса. Выше мы уже говорили, что до сих пор
4—топка., 5—пру- не подобрана жидкость, вполне отвечающая тре-
жинка. бованиям работы ее в компасе. В громадном
большинстве компасов в качестве жидкости применяется сейчас
лигроин. В старых компасах применялся спирт в различных вод-
ных растворах. Некоторые свойства лигроина и спирта приведены
в табл. 3.
45

Таблица 3
Жидкость	Критические замерзание	точки (°C) кипение	Удельный вес	Коэфициент объемного расширения	Удельная вязкость при 10°С
Лигроин Спирт 99%	—100 —117	+ 115 +78	0,74 0.78	0,0008 0,0006	107

Таблица 4
°C	Абсолютная вязкость	Удельная вязкость
+ 15	0.0085	47
± о	0,0096	54
—15	0,0110	66
—30	0,013	73
—45	0,016	89
—60	0 019	106
Важным свойством жидкости для работы в компасе является
вязкость, т.е. внутреннее трение частиц жидкости. Различают вяз-
кость абсолютную и удельную. Под абсолютной вязкостью понимают
силу сопротивления взаимному перемещению со скоростью, равной
единице, двух слоев жидкости с поверхностью, равной единице, при
условии, что градиент скорости по нормали к поверхности сопри-
косновения равен единице. В системе CGS за единицу абсолютной
вязкости принимают пуаз, т. е. силу трения при указанных условиях
в 1 дину1см2. Отношение абсолютной вязкости жидкости к вязкости
воды при 0°С, равной 0,0179 и принимаемой за 100, называют
относительной или удельной вязкостью.
В компасах применяют жидкость с возможно меньшей вязкостью.
Это необходимо прежде всего для того, чтобы свести к минимуму
увлечение и застой. Другой причиной, заставляющей отдавать пред-
почтение жидкости с малой вязкостью, является свойство жидкости
сильно увеличивать вязкость при понижении температуры, в резуль-
тате чего компас, хорошо работающий при нормальных температу-
рах, сильно ухудшает свои качества при низких температурах. В
табл. 4 приведены значения вязкости лигроина при различных темпе-
ратурах \ Как видно из таблицы, вязкость при —60° С увеличи-
вается больше чем в два раза по
с равнению с вязкостью при 4-15° С.
При таких условиях, как уже бы-
ло упомянуто, сильно увеличи-
вается коэфициентК, что приводит
к сильной апериодичности ком-
паса, повышает увлечение, застой
и время успокоения.
Одной из причин перехода от
спирта к лигроину в компасах яв-
ляется то, что вязкость лигроина
в два раза меньше вязкости спирта.
1 Таблица составлена по эмпирической формуле проф. Пистелькорса для
вязкости нефтяных продуктов:
О I 0,211
1g 3 + 0>д68 _ 6.
Здесь 1)—абсолютная вязкость, 6—плотность жидкости. Подставляя плотности
при разных температурах, находим вязкости при соответствующих температу-
рах. Опытных данных по вязкости лигроина в литературе не имеется.
46
Вторым важным свойством жидкости является ее плотность. |На
работе компаса отрицательно сказывается повышение плотности жид-
кости при понижении температуры, так как увеличиваются застой,
увлечение и время успокоения- Но, кроме того, повышение плотности
при низких температурах связано еще с одним крайне отрицательным
явлением: так как коэфициент объемного теплового расширения
у жидкостей значительно выше, чем у металлов или стекла, то при
низких температурах жидкость сжимается энергичнее, чем котелок,
в результате чего в компасе образуется вакуумный пузырь. В обра-
зовавшийся пузырь устремляется адсорбированный (растворенный)
в жидкости воздух и другие имеющиеся в ней газы. Процесс образова-
ния вакуумного пузыря и заполнения его воздухом происходит, по-
видимому, одновременно. Количество воздуха, выделяющегося в пу-
зырь, зависит, очевидно,
от количества воздуха, со-
держащегося в жидкости*
При вибрации самолета
пузыри образуют в ком-
пасе, непосредственно под
стеклом, пену, затрудняю-
щую, а иногда и совершен-
но исключающую возмож-
ность наблюдения за по-
казаниями компаса. По-
явление пузырей в компа-
сах на высотах вследствие
Фиг. 23. Схема заполнения котелка компаса
увеличения плотности жид-	жидкостью под вакуумом.
КОСТИ и связанного С ним	—котелок компаса, 2—герметический сосуд
уменьшения объема ее за-	з—жидкость для заполнения котелка,
нимали конструкторскую	4—краны.
мысль очень давно; однако,
до настоящего времени еще нет вполне удовлетворительного реше-
ния этой задачи. Существует ряд способов борьбы с пузырением
жидкости; к ним относятся: а) заполнение компасов жидкостью
под вакуумом; б) создание компенсационной камеры котелка;
в) создание уводящей камеры котелка; г) создание компрессивной
камеры.
На трех последних способах мы остановимся подробнее на стр. 49.
Идея первого способа заключается в том, чтобы наполнять компас
жидкостью, из которой предварительно отсосан воздух. Опыт по-
казывает, что компас, наполненный такой жидкостью, меньше под-
вергнут «пузырению». Воздух отсасывают из сосуда, в котором на-
ходится жидкость, и из котелка компаса в течение нескольких часов,
после чего котелок заполняют жидкостью. На фиг. 23 изображена
примерная схема установки для заполнения котелка жидкостью
под вакуумом. При откачивании воздуха кран сосуда закрывают, а
кран вакуумнасоса открывают. После откачивания воздуха кран
насоса перекрывают и, открывая кран сосуда, наполняют котелок
47
жидкостью. Передj наполнением котелка следует проверить всю
установку, особенно котелок, на герметичность. Способ наполнения
компасов жидкостью под вакуумом получил в последнее время
широкое распространение. Недостаток его заключается в том, что
через некоторое время жидкость все же вбирает в себя воздух сна-
ружи; однако, если котелок достаточно герметичен, это произойдет,
невидимому, нескоро. Заполнение компаса жидкостью под вакуумом
возможно в аэродромных условиях, так как не требует специаль-
ных сложных установок-
К жидкости для компаса, кроме требований вязкости и плотности,
следует предъявлять еще ряд требований: во-первых, жидкость не
должна замерзать при температурах ниже —70° и кипеть при тем-
пературах выше -|-50о; во-вторых, жидкость не должна мутнеть
в диапазоне этих температур (в некоторых компасах фирмы «Аска-
ния» жидкость мутнеет уже при температуре —30°); в-третьих, жид-
кость не должна растворять лаки, покрывающие внутренние детали
котелка компаса и вступать во взаимодействие с этими деталями.
Г. КОТЕЛОК
К конструкции котелка предъявляются следующие требования:
В о-п е р в ы х, котелок должен быть легким по весу, для чего
в последнее время почти все котелки изготовляются из алюминиевого
литья или из стекла.
В о-в т о р ы х, котелок должен иметь небольшие габариты; между
котелком и картушкой должен оставаться зазор для уменьшения
увлечения.
В-т р е т ь и х, внутренняя поверхность котелка должна быть та-
кой формы и настолько гладкой, чтобы при поворотах самолета не
увлекать за собой жидкость и не создавать излишних завихрений.
В-четвертых, котелок должен быть совершенно герметичным,
для чего литье пропитывается жидким стеклом или специальным ла-
ком; в местах соединения собственно котелка с другими деталями
(стеклом, мембраной, пробкой заливного отверстия) должны быть
предусмотрены специальные пробковые или свинцовые прокладки.
Если в качестве жидкости употребляется лигроин, то резиновые прок-
ладки применять нельзя, так как лигроин разъедает резину. Негер-
метичность котелка в местах его соединения с другими деталями—яв-
ление относительно частое. В негерметичных местах жидкость проса-
чивается (медленная течь), что не всегда заметно на-глаз, но обнару-
живается по характерному запаху жидкости. В результате негерме-
тичности котелка в полете при низких температурах в компасе
образуются пузыри; поэтому причину появления пузырей надо
искать в первую очередь именно в негерметичности котелка.
В-пят ых, котелок должен предусматривать компенсацию измене-
ния объема жидкости при изменениитемпературы- Это требование не
получило до сих пор полного разрешения. Выше мы говорили о че-
тырех способах борьбы с пузырением жидкостей. Один из них—запол-
48
пение компасов под вакуумом — мы уже рассмотрели; остановимся
теперь на трех способах создания специальных камер.
Первый способ заключается в создании компенсационной камеры,
представляющей собой мембранную коробку из тонкой гофрирован-
ной латуни, соединяющуюся с основным объемом котелка (фиг. 24).
При наполнении котелка жидкостью мембрану специальным приспо-
соблением оттягивают за ушко. Когда котелок наполнен, мембране
дают свободу. Таким образом при нормальных комнатных температу-
рах мембрана находится в натянутом состоянии, стараясь сжать
жидкость; при понижении же Температуры, с уменьшением объема
жидкости, мембрана
сжимается и не дает
образоваться пузырю.
Такие мембраны при-
меняются сейчас в по-
давляющем числе ком-
пасов.
Однако, несмотря
на применение в не-
которых компасах не
одной, а даже не-
скольких мембранных
коробок, действен-
ность этой компен-
Фиг. 24. Схема для дачи давления в компресснвную
камеру компаса. *
сации ограничена
температурами поряд-
ка —10°, —20°. При
более низких темпе-
ратурах пузыри все
же появляются. Пови-
7—трубка от источника давления, 2—манометр,
3—кран, 4—компас, 5—компрессивная камера,
6—компенсационная мембранная камера, 7—ушко,
8—краник.
димому, давление мембраны оказывается недостаточным для того,
чтобы преодолеть давление воздуха, собравшегося в пузыре, тем
более, что внешнее давление окружающего воздуха на мембрану с
поднятием на высоту падает.
Второй способ борьбы с появлением пузырей в компасах дополняет
первый. Он заключается в том, что вокруг мембранной коробки со-
здается дополнительное давление в компрессивной камере в 0,4—
0,5 ат, сохраняющееся во все время полета. Благодаря этому давле-
нию мембрана все время находится в поджатом состоянии и тем са-
мым не дает возможности адсорбированному воздуху выделяться
в пузыри. Способ этот дает удовлетворительные результаты до высот
8000—10000 м. “Он применен в компасах АН-4 и К-5.
Недостатком этого способа является необходимость постоянно
поддерживать полную герметичность компрессивной камеры, со-
храняя в ней давление, что практически труднодостижимо. Обычно
через месяц-два компрессивная камера компаса теряет герметичность,
и давление необходимо создавать снова, проверив предварительно
исправность прокладок, крана и т. п. Неудобство заключается еще
Ратц ч. I—22—4	49
и в том, что для доливки компаса надо отвернуть нижнюю крышку
компаса (чтобы оттянуть мембрану) и тем полностью нарушить гер-
метичность его. Установка для создания давления в камере несложна
и может быть изготовлена в аэродромных условиях (фиг. 24).
Фиг. 25. Уводящая 'камера в ком-
пасе с вертикальной картушкой.
7 —жидкое гь, 2—воздух.
Фиг. 26. Уводящая камера в компас
с горизонтальной картушкой.
1—жидкость, 2—воздух-
Фиг. 27. Компас с уводя-
щими пазами в стекле.
7—картушка, 2—жидкость,
3—пазы.
Укажем еще на один способ борьбы с появлением пузырей. :При
этом последнем способе, строго говоря, не борются с появлением'(пу-
зырей, а наоборот, искусственно создают их
заранее, но отводят в специальную уводя-
щую камеру, где они не мешают наблюде-
нию. Относительно просто конструктивно
разрешается эта задача в компасах с
вертикальной картушкой, т. е. там, где
за показаниями компаса наблюдают сбоку.
Схема устройства уводящей камеры в
компасе с вертикальной картушкой пока-
зана на фиг. 25. Изменение объема жид-
кости при колебаниях температуры будет
изменять объем пространства, заполненного
воздухом, в результате чего будет меняться
и давление воздуха в уводящей камере.
При понижении температуры объем жидко-
сти уменьшится, объем уводящей камеры
увеличится, давление в ней упадет; выде-
ляющиеся при этом пузырьки адсорбиро-
ванного воздуха уйдут наверх в камеру,
увеличивая в ней давление. При этом,
каково бы ни было давление в уводящей
камере, воздух, находящийся в ней, ни-
когда не мешает наблюдению за компасом.
Угол а наклона дна уводящей камеры должен быть больше ма-
ксимальных углов набора высоты и планирования самолета, чтобы и
при этих режимах пузырьки воздуха уходили вверх. Объем уводя-
50
щей камеры должен обеспечивать ее работу в диапазоне температур
от _j-50° до —70°. Для компасов с вертикальной картушкой уводя-
щая камера, невидимому, является лучшим способом борьбы с пу-
зырением. Устройство уводящей камеры для компасов с горизонталь-
ной картушкой схематично показано на фиг. 26. Недостаток этого
устройства заключается в том, что сильно увеличиваются габариты
котелка, что в известной степени снижает положительные стороны
уводящей камеры. Однако, невидимому, устройство уводящей каме-
ры—одно из лучших решений вопроса о пузырении жидкости и в
компасах с горизонтальной картушкой.
Для сохранения габаритов в некоторых компасах делается не уво-
дящая камера в котелке, а пазы в стекле (фиг. 27). Надо полагать,
что эти пазы при очень низких температурах не дадут полного эф-
фекта из-за своего малого объема. Такие пазы применены в одном из
компасов американской фирмы Пионер.
Для заполнения котелков жидкостью компасы имеют специаль-
ное отверстие, закрываемое металлической пробкой со свинцовой
прокладкой. В некоторых компасах котелок имеет специальную
небольшую камеру для осветительного патрона и лампочки. Осве-
щение может быть вынесено наружу компаса; при этом патрон для
лампочки крепится на небольшом кронштейне к котелку. Внутри к
котелку прикреплена, обычно на винтах, курсовая черта, имеющая
вид проволочки. Если картушка компаса не имеет разградуйрован-
ного на 360° лимба, как например в компасе АН-4 завода им. С. Орд-
жоникидзе (см. ниже фиг. 106), то курсовую черту заменяет 50-гра-
дусное деление 100-градусной шкалы, помещенной внутри котелка.
Д. СТЕКЛО
В компасах с горизонтальной картушкой стекло делается обычно
плоско-параллельным. Оно дол-
жно быть без заметных изъя-
нов, т. е. без свилей, пузырьков
воздуха и т. п. Иногда в компа-
сах с горизонтальной картушкой
стекло делают в виде полусфе-
ры, как например, в компасе
фирмы Юз, тип 253 Д.В.(фиг. 28).
Такое стекло создает оптичес-
кий эффект, улучшающий усло-
вия наблюдения.
В компасах с вертикальной
картушкой стекла делают вы-
пуклыми: сферическими, или
чаще, цилиндрическими. Вы-’
пуклые стекла должны быть
Фиг. 28. Компас фирмы Юз, тип 253 Д. В.
со сферическим стеклом.
исказить показание компаса. Сле-
на стекле не оставалось следов
геометрически правильными,
без заметных изъянов, могущих
Дует обращать внимание на то, чтобы
крокуса (красного порошка) после шлифовки.
51
Е. ОСВЕЩЕНИЕ КОМПАСА
Компас должен иметь освещение для ночных полетов. Освещена
должна быть только та часть компаса, которая подлежит наблюдению
в полете. Однако это не всегда выполняется, и зачастую свет падает и на
другие детали, что ухудшает условия наблюдения. Так освещаются,
например, компас АН-4 и некоторые другие. В современных ком-
пасах лампочку стараются поместить в котелке, застеклив в нем не-
большое отверстие перед лампочкой. Так освещаются компасы фирмы
Аэра (Aera), тип СН (см. ниже фиг. 118) и компас А-4 (фиг. 107).
Благодаря такому устройству свет падает только на курсовую черту
и на часть лимба, находящуюся непосредственно перед ней. Все
остальные детали компаса остаются затемненными, что создает бла-
гоприятные условия для наблюдения. Освещение не должно создавать
бликов от стекла компаса.
Питаются лампочки компаса от самолетной сети.
Ж. КРЕПЛЕНИЕ КОМПАСА
Существуют самые разнообразные [конструкции крепления ^ом-
пасов.
Все эти конструкции можно разбить на три типа: крепление ком-
паса на специальном кронштейне с помощью крепежного кольца;
Фиг. 29. Стандартное крепежное кольцо.
I—крепежное кольцо; II—крепление прибора к приборной
доске. 1—приборная доска, 2—крепежное кольцо, 3—корпус
прибора, 4—затяжной винт, 5—замок кольца.
крепление компаса с вертикальной картушкой на приборной дос-
ке с помощью крепежного кольца; крепление компаса с помощью
нактоуза.
При креплении на специальном кронштейне компас [несет на себе
кольцо-хомут, стягиваемое болтом. Кольцо имеет фланцы с отверсти-
ями для крепежных болтов. Такие кольца имеют компасы АН-4 и
К-5 (см. ниже фиг. 106 и 109).
52
S 3* 3S
Фиг. 30. Компас A-3.
Аналогичное кольцо, но с несколько иной конструкцией зажима,
имеет компас фирмы Аэра, тип С (см. ниже, фиг. 114). Кольцопри-
жимается к котелку специальным винтом; оно связано с кронштейном,
который крепится к компасной установке. На кольце нанесены деле-
ния через 1 или 2° до 10 или 5° в обе стороны от нулевого штриха;
на котелке компаса нанесен индекс таким образом, что ькурсовая
черта компаса (центр картушки) и инд кс составляют одну {прямую
линию- Деления на кольце и индекс н котелке предназначены для
точной установки компаса на
самолете, о чем подробнее будет
сказано ниже.
Для крепления компаса с вер-
тикальной картушкой на прибор-
ной доске самолета в СССР приме-
няется специальное стандартное
кольцо, представляют ее собой
хомут, стягиваемый специальным
замком. Стандартные кольца бы-
вают двух размеров: для крепления
авиационных приборов 060 мм и
080 мм. Котелки компасов с вер-
тикальной картушкой имеют обыч-
но наружный диаметр 80 лш. Та-
кой диаметр имеет, например, ком-
пас КИ-6 завода им. С. Орджони-
кидзе. Стандартное кольцо изо-
бражено на фиг. 29. Оно кре-
пится с оборотной стороны при-
борной доски тремя болтами; четвертый болт ввернут
кольца, имеющий снизу форму клина. Прибор вставляют
при освобожденном замке; затем, завертывая винт замка,
кольцо, которое плотно охватывает котелок компаса.
Крепление с помощью нактоуза было принято раньше, когда не
было амортизации картушки на колонке, а применялась аморти-
зация всего котелка; котелок помещался в кроштейне, называе-
мом нактоузом, который крепился к самолету. И сейчас еще в экспло-
атации находятся компасы с нактоузами. В качестве примера можно
привести компас А-3 завода им. С. Орджоникидзе (фиг. 30). В этом
компасе котелок прикреплен к нактоузу с помощью резиновых
амортизаторов. Назначение нактоуза, кроме амортизации — защита
компенсационных мембран компаса от повреждений. Нактоуз по-
средством болтов крепится к деталям самолета. В настоящее время
в авиационных компасах нактоузы не применяются, так как они
увеличивают вес и габарит компаса.
в замок
В КОЛЬЦО
сжимают
Девиационный прибор компаса будет разобран ниже,
после раздела «О девиации компаса».
53
6.	ОШИБКИ КОМПАСА
Магнитный компас, как и всякий авиационный прибор, обла-
дает двумя группами ошибок: инструментальными и методичес-
кими.
Напомним, что инструментальными называются ошибки, обус-
ловленные качеством материалов, из которых изготовлен прибор,
технологией изготовления и сборки деталей и т. п.; методическими
же ошибками называются те ошибки, которые обусловлены методом
измерения, положенным в основу данного прибора.
К инструментальным ошибкам компаса относятся: а) застой кар-
тушки; б) увлечение картушки; в) девиация от вибрации и г) оши-
бки, происходящие от неточности изговления и установки карту-
шки, шкалы, затухателей и т. п.
Застой и увлечение компаса мы подробно разобрали выше на
стр. 39 и 41.
Девиация от вибрации связана с отклонением картушки от маг-
нитного меридиана, происходящим вследствие вибрации самолета.
Если сила толчков от вибрации вызовет момент, превышающий вра-
щательный момент картушки, то последняя будет все время вра-
щаться. Если же наступит равенство этих моментов, то картушка,
отклонившись на некоторый угол, остановится. Обычно девиация
от вибрации наблюдается при определенном режиме работы мотора,
с изменением которого она сразу исчезает.
Кроме этой причины, отклонение картушки от меридиана может
вызвать так называемый эффект Максвелла, также связанный с ви-
брацией.
Известны случаи девиации от вибрации в несколько десятков
градусов. Борьба с этим явлением ведется путем рациональной кон-
струкции картушки, топки и шпильки. В компасах последних выпус-
ков шпильки сажают на колонку, которая амортизирована специ-
альной пружиной (фиг. 22). Большое влияние на девиацию от
вибрации оказывает местоположение компаса на самолете и конст-
рукция установки для компаса. Наиболее удобное местоположение
подбирается, конечно, опытным путем.
Инструментальные ошибки, связанные с качеством применяемых
материалов, технологических процессов изготовления деталей, сборки
узлов и всего компаса, обычно в сумме не превышают 0,5—1°.
К методическим ошибкам компаса относятся:
а)	девиация компаса, т. е. отклонение картушки от магнитного
меридиана под влиянием железа (стали), находящегося на само-
лете;
б)	северная поворотная ошибка, связанная с тем, что сила зем-
ного магнетизма направлена, вообще говоря, под углом к горизонту;
ошибка эта достигает максимума на северных курсах.
Прежде чем перейти к методическим ошибкам, которым в теории
и практике компаса отводится большое место, остановимся на по-
верке компаса.
54
7.	поверка компаса
Поверка компаса, как и всякого авиационного прибора, заклю-
чается в определении его инструментальных ошибок. Одновременно
с инструментальными ошибками определяют время успокоения ком-
паса, как элемент, характеризующий качество компаса.
Время успокоения определяют следующим образом: ис-
кусственным магнитом отводят картушку на 90° в сторону; затем маг-
нит убирают и пускают в ход секундомер; в тот момент, когда вра-
щение картушки перестает быть заметным для глаза, секундомер
останавливают. Отмеченное секундомером время и будет временем
успокоения компаса.
Такие наблюдения повторяют несколько раз в обе стороны и бе-
рут среднее арифметическое из полученных результатов. Оно должно
укладываться в допустимую для данного типа компаса величину.
Застой компаса определяют следующим образом: ком-
пас устанавливают на горизонтальной подставке вне влияния ферро-
магнитных масс и искусственным магнитом отводят картушку на
угол около 10°; после этого магнит убирают. Не постукивая по ком-
пасу, замечают положение картушки в тот момент, когда ее
движение перестает быть заметным для глаза. Разница в показаниях до
и после отведения картушки и будет застоем компаса. Такие наблюде-
ния повторяют несколько раз в обе стороны и берут среднее арифмети-
ческое из полученных показаний. У исправного компаса величина
застоя не должна превышать значения, допустимого для данного типа.
Увлечение компаса определяют на специальной уста-
новке, имеющей возможность вращаться с различными угловыми
скоростями того же порядка, что и скорости вращения самолетов.
Сообщая установке различные скорости вращения, замечают по-
казания компаса до и после полного оборота установки. Разница
в этих отсчетах представляет собой увлечение компаса. Наблюдения
повторяют несколько раз. Получая для различных скоростей вращения
различные увлечения, строят затем кривую, аналогичную изображен-
ной на фиг. 16. Увлечение, как и застой и как время успокоения, не
должно выходить за пределы допустимых для данного компаса зна-
чений.
Шкаловую ошибку, эксцентриситет и т. п. ошибки легко
определить, если поместить компас вне влияния ферромагнитных
масс на вращающейся установке, имеющей лимб, разг радуй рован-
ный на 360° и ориентированный относительно магнитного севера.
Поворачивая эту установку на различные магнитные курсы и сравни-
вая их с показаниями компаса, находят его ошибку. При наблюдении
необходимо постукивать по компасу, чтобы уничтожить застой. Эту
ошибку можно определять и не в магнитном поле земли, а в каком-
либо искусственном магнитном поле на установке, ориентированной
относительно этого поля.
Описанная поверка не будет полноценной, если компас не по-
зерен в работе при низких температурах, ибо, как мы неоднократно
55
Фиг. 31. Влияние магнита на
магнитную массу.
указывали, низкие температуры оказывают существенное влияние на
характеристику компаса. Во время поверки при низких температу-
рах определяют те же элементы, что и при нормальных температурах.
Если необходимо срочно поверить комрас, можно поверить его на
застой и время успокоения, не снимая с самолета. Хотя полученные
данные и не будут точными, но по ним можно будет хотя бы прибли-
зительно судить о качестве компаса.
На вибрацию компас поверяют на специальной вибра-
ционной установке. Сообщая компасу различные частоты колебаний,
замечают, отклоняется ли при этом его картушка. При частотах, име-
ющих место в самолете, компас не должен давать ошибки. Однако
на практике ошибку от вибрации в 1—2° имеют почти все компасы.
8.	ТЕОРИЯ ДЕВИАЦИИ МАГНИТНОГО КОМПАСА
Л. ВЛИЯНИЕ МАГНИТА ИА МАГНИТНУЮ МАССУ
Выше была приведена формула Кулона, выражающая взаимо-
действие двух магнитных масс между собой. На основе этой формулы
можно получить выражение силы
действия магнита на магнитную
массу, сосредоточенную- в одной
точке.
На фиг. 31 frIN—магнит, +тх
и —mv—магнитные массы, сосредо-
точенные в его полюсах. В точке О
находится магнитная масса т.2. Вза-
имное положение магнита и точки О
определяется углом и расстоя-
ние м г.
На точку 'О будут действовать
силы Fx и F,, равнодействующая
которых равна R, причем Fx =
г
р 777177,2 г
и г2 Спроектируем эти силы
на направление Ох и Оу. Тогда по
оси х будет действовать сила:
Rx=Fr sin (ах — 4-)+F2sin (<р — а,). (27)
По оси у соответственно:
/?y=Fxcos (ах—«.)— F2cos('f — а2). (28)
Равнодействующая
F =	(29)
Исключим из выражений Rx и Rv аг и а,.
56
Если принять I значительно меньшим, чем г, что обычно и бывает
на практике, то можно написать (фиг. 31):
гх = г — 7 cos ср
и
Г2 — Г + I COS ср.
Из той же фиг. 31 имеем:
• . . х	Z sin ср	/sin®
sm (а-,- <?)=— = —г----------1------v,
sin (? — а2)
I sin о __ Z sin ©
r* r fl + ~ cos ©
,	x	r — I COS ©	,
COS(ax — <f) =------------= 1 •
.	,	r +1 cos ©	,
cos(<p— a.,) = —1—-----— = 1.
'2
Подставляя значения rt и r4, sin и cos в уравнения (27), (28) и (29),
найдем, пренебрегая высшими степенями --, так как / значительно
меныье г:
„	m,zn,	I sin ©	.
= - —т-----1------г- —	+
r2 (1 —2 — cos©J г (1--— sin © 1
I sin ©
cos©
Здесь M—магнитный момент магнита.
2 — m2 r3- sin ®r
,	rriims
и -------/
r2 ^1 —2 — cos?
=	4 cos® =m2	cosч>.
Равнодействующая
R = j//?* + R~ = tn2^- V sin3<? + 4cos2<p,
7? = m., vrl + 3 cos2<p.
(30)
• 2
Фиг. 32. Влияние положе-
ния умформера на магнит-
ную стрелку.
7—компас, 2—умформер.
Если считать весьма малую магнитную стрелку компаса по срав-
нению с магнитными массами в самолете за магнитную массу, сосре-
доточенную в точке, то из полученного выражения можно сделать
тот практический вывод, что на магнитную стрелку компаса действуют
силы магнитов, обратно пропорциональные кубу расстояния их до
магнитной стрелки. Это обстоятельство чрезвычайно важно при рас-
положении компаса в самолете. Иногда достаточно незначительно
отодвинуть компас от возмущающих магнитных масс, чтобы значи-
тельно ослабить действие их на магнитную стрелку компаса.
Например, пусковое магнето на одном из самолетов давало при рас-
стоянии от компаса в 0,6 м девиацию в 60—70°. При удалении магнето
на расстояние в 0,8 м девиация упала до
10—15°.
Второй вывод, который следует из вы-
ражения (30), состоит в том, что при одном
и том же расстоянии г от магнита до магнит-
ной стрелки действие магнита на стрелку
будет различно в зависимости от положе-
ния его относительно стрелки. Так, при
угле (?=0° или <р = 180° 7?=2щ2^-, а при
Ф=90° или <р=270°, R =т^~. Значит, если
ось магнита совпадает с направлением маг-
нита на стрелку, действие его на компас
в два раза сильнее, чем когда угол между
осью и направлением на стрелку составляет
90°. Это следует иметь в виду при рас-
положении различных агрегатов (электро-
моторов и др.) вблизи компаса. Так,
умформер для питания радиостанции,
расположенный в расстоянии 0,5 м от ком-
паса, как показано на фиг. 32, создал девиа-
цию около 20°; при установке его, пока-
занной на фиг. 33, девиация уменьшилась
вдвое.
Б. О ДЕВПАЩШ КОМПАСА
Если вблизи магнитной стрелки, по-
мещенной в магнитном поле земли, нахо-
дятся различные магнитные массы, то
силовое поле этих масс, искажая поле
земли, заставляет стрелку отклоняться от
направления магнитного меридиана. Угол,
на который стрелка отклоняется от мери-
диана, называют девиацией. Аналогично
склонению, девиацию называют восточ-
ной [знак плюс (+)] при отклонении северного конца стрелки
58
Фиг. 33. Влияние положе-
ния умформера на магнит-
ную стрелку.
7—компас, 2—умформер.
вправо от меридиана и западной [знак минус (—)]—при отклонении
влево.
На самолете всегда имеется значительное количество железа (стали),
искажающего магнитное поле земли и создающего девиацию компаса.
Задача теории девиации—изучение влияния находящегося на само-
лете железа на компас. Изучив законы этого влияния, можно будет
указать и способы борьбы с ним.
Б. ВЛИЯНИЕ ТВЕРДОГО II МЯГКОГО ЖЕЛЕЗА ЯД МАГНИТНУЮ СТРЕЛКУ
Если поместить в магнитном поле земли вблизи свободно подве-
шенной магнитной стрелки брусок
на фиг. 34, /, то брусок
пошлет на северный конец N
стрелки силу F. В резуль-
тате стрелка под влиянием
силы Н земного магне-
тизма и силыР установится
по отношению к магнит- S*—
ному меридиану в напра-
влении, определяемом уг-
лом 8. Угол 8 называется
девиацией стрелки. Если [
теперь повернуть брусок
твердого железа на 180°,
то полюсы его в отноше-
нии магнитной стрелки фиг 34
поместятся, как показано
на фиг. 34, II, так как

твердого железа, как показано
Влияние бруска железа на магнитную
стрелку.
твердое железо, подобно искусственному магниту, сохраняет свой
магнетизм, независимо от своего положения в слабом магнитном
поле земли. Магнитная стрелка под влиянием силы Н и силы F
установится под углом о к магнитному меридиану, но в сторону',
противоположную указанной на фиг. 34, /. Таким образом при
повороте твердого железа на 180° производимая им девиация остается
по величине неизменной, но меняет знак на обратный.
Представим себе теперь, что вблизи магнитной стрелки (фиг. 34, /)
помещен брусок нетвердого, а мягкого железа. Этот брусок под влия-
нием магнитного поля земли намагнитится и пошлет на стрелку силу F
в результате чего стрелка получит девиацию 8. Повернем теперь бру-
сок на 180°. Так как мягкое железо быстро перемагничивается в маг-
нитном поле земли, то полюса в бруске в отношении магнитной стрелки
останутся в таком же положении, в каком были и раньше. Девиация
и по величине и по знаку останется неизменной. СледоватеЛьно, при
повороте мягкого железа на 180° производимая им девиация не ме-
няет своего значения ни по величине, ни по знаку.
На самолете имеется обычно значительное количество твердого
железа; вопрос о производимой им девиации не представляет сложно-
сти. Вопрос же о девиадии, производимой мягким железом, полного
59
математического разрешения до сих пор не получил. Хотя на самолете
мягкого железа имеется очень незначительное количество, опыт,
однако, показывает, что некоторое влияние на компас оно все же ока-
зывает. Бывают случаи, когда это влияние довольно велико, напри-
мер на военных самолетах при установке компаса вблизи пулеметов.
Г. УРАВНЕНИЯ ПУАССОНА
Основой математической теории девиации являются два положения
Пуассона о намагничении мягкого железа в слабых однородных по-
лях, каким, в частности, является поле земли.
1. Намагничение железной массы произвольной формы в посто-
янном, слабом магнитном поле пропорционально напряжению этого
поля.
2. Направление магнитной оси в намагниченном железе не сов-
падает с направлением магнитящего поля. •
Первое положение предполагает постоянство коэфициента маг-
нитной проницаемости, что, вообще говоря, неверно (о магнитном
гистерезисе см. стр. 22), но может быть допущено для слабого маг-
нитного поля, когда намагничение железа далеко до предела насы-
щения.
Что же касается направления магнитной оси в намагниченном
железе, то для частного случая, когда железо имеет форму брусков
различного сечения, магнитная ось располагается по направ-
лению геометрической оси бруска, причем магнитный момент бруска
пропорционален косинусу угла, заключенного между направлением
оси бруска и направлением магнитящей силы [формула (5), стр. 21].
На самолете элементы мягкого железа могут быть, главным об-
разом, в брусках, причем сила намагничения каждого бруска маг-
нитным полем зависит от положения самолета в данный момент, т. е-
60
А
от его курса, и пропорциональна магнитной проницаемости данного
бруска. Следовательно, направление магнитящей силы^по отношению
к самолету непрерывно меняется с изменением курса самолета. Чтобы
этого избежать, разложим полную силу земного магнетизма Т на три
составляющие, действующие потрем взаимно перпендикулярным осям
самолета (фиг. 35). За начало координат примем северный конец маг-
нитной стрелки компаса, положение которого практически ввиду ма-
лости стрелки можно принять за центр картушки. Положительными
будем считать направления в нос самолета, в правый борт и вниз. Со-
ставляющие силы Т по осям самолета обозначим соответственно че-
рез X, Y и Z. При перемене курса величины X, Y и Z будут по величине
и знаку меняться, совпадая, однако, все время с направлениями осей
х, у и z самолета. Это обстоятельство позволяет применить гипотезу
Пуассона по отношению к брус-
кам мягкого железа, имеюще-
гося на самолете, а именно:
каждая из сил X, Y и Z будет
намагничивать бруски мягкого
железа, в которых будет
индуктироваться магнетизм,
пропорциональный величине
этих сил.
Если обозначить коэфициен-
ты пропорциональности через I,
т и п, то к первым трем силам,
действующим на магнитную
стрелку компаса, прибавятся еще
три силы: IX, mY и nZ. Коэфи-
циенты I, т и п являются
Фиг. 36-
постоянными для данного самолета, они зависят только от маг-
нитных свойств мягкого железа и совершенно не зависят от курса само-
лета и сил X, Y и Z.
Направления сил IX, mY и nZ, вообще говоря, не совпадают с на-
правлениями сил X, Y и Z, а зависят от формы и расположения мяг-
кого железа в самолете. Если бы все мягкое железо самолета состоя-
ло из весьма тонкого бруска железа ab (фиг. 36), расположенного па-
раллельно оси х, то т=п =0, а I имело бы конечную величину, причем
направление силы IX определялось бы направлением от магнитной
стрелки к бруску железа.
Кроме сил X, Y, Z, IX, mY и nZ, на картушку компаса будут дейст-
вовать еще две силы: а) сила магнетизма твердого самолетного железа,
являющаяся относительно самолета неизменной по величине и направ-
лению и не зависящая от магнитного поля земли (она и создает обычно
максимальную девиацию компаса); б) также постоянная по величине
и направлению сила мягкого железа, намагниченного постоянным
самолетным магнетизмом твердого железа. Обозначим равнодействую-
щую этих сил через F.
ci
Таким образом в самолете на картушку компаса действуют всегда
четыре силы:
сила земного магнетизма;
сила мягкого железа, намагниченного магнитным полем земли;
сила твердого железа;
сила мягкого железа, намагниченного твердым железом.
Действие этих сил мы свели пока к семи силам:
силы X, Y, Z земного магнетизма; силы IX, mY и nZ мягкого же-
леза, намагниченного силой земного магнетизма, и сила F—равно-
действующая сил твердого железа и мягкого железа,намагниченного
твердым железом. Силы X, Y и Z действуют по осям х, у и z, осталь-
ные силы направлены под различными углами к осям.
Разложим эти силы по осям и обозначим:
составляющие по оси х
»»	„ м У
„	,, „ z
от силы IX,
. . аХ
• , dX
  gx
от силы т¥,
bY
eY
hY
от силы nZ,
cZ
1Z
kZ
от силы F
p
Q
R
Складывая алгебраически силы, действующие по одному и тому же
направлению и принимая во внимание еще силы X,Y и Z земного магне-
тизма, получим составляющие X', Y' и Z', действующие на магнитную
стрелку компаса по осям х, у и z.
X' = X + (?X + bY+cZ + Р,
Y' = Y + dX + eY +/Z+Q,
Z' = Z + gX 4- hY + kZ + R.
(31)
Полученные уравнения
называются уравнениями
Пуассона. Ими определяется
положение магнитной стрел-
ки компаса.
Параметры a, b, с, d, е, f,
g, h и к уравнений Пуассона
являются постоянными вели-
чинами, зависящими от ха-
рактера мягкого железа, его
формы и расположения на
самолете. Эти параметры
имеют, следовательно, опре-
деленное физическое значе-
ние, которое может быть объяснено весьма просто, если, вместо
всего самолетного мягкого железа, представить себе ряд тонких брус-
ков, концы которых удалены от компасной стрелки так, что разме-
рами стрелки можно пренебречь.
Будем рассматривать действие бруска только на северный конец
магнитной стрелки, так как его действие на ее южный конец положе-
ния не изменит. Из фиг. 37 видно, что под действием северного конца
62
бруска на северном конце стрелки возникнет сила F, которая заставит
магнитную стрелку повернуться против часовой стрелки. На южном
конце стрелки сила F± повернет магнитную стрелку также против
часовой стрелки.
Фиг- 38. Бруски мягкого железа, определяющие параметр 4-а.
Рассмотрим действие только того конца бруска, который распо-
ложен ближе к стрелке, действием же другого конца на основа-
нии формулы (30) (стр. 57) пренебрегаем. Только в том случае,
когда полюсы бруска будут отстоять на равном расстоянии от стрелки,
мы будем принимать во внимание их оба.
Фиг- 39. Бруски мягкого железа, определяющие параметр —а.
Нетрудно сообразить, как нужно расположить бруски, чтобы они
Давали силы, составляющие уравнения Пуассона. Например, сила
аХ, происходящая от параметра а, расположена продольно; следо-
вательно, и брусок, дающий параметр а, тоже расположен про-
дольно. Но этого условия недостаточно. Очевидно, что сила аХ распо-
63
•У
ложится продольно, когда она вызвана только теми продольными
-брусками, которые расположены по линии пересечения вертикальной
продольной и горизонтальной
плоскостей компаса, или же
брусками, хотя и расположен-
ными в любом месте любой вер-
тикальной плоскости, но так,
что полюсы их находятся на
равном расстоянии от магнитной
Ф.г. 40. Бруски мягкого железа, опре-
деляющие параметры 4-6 и — Ь.
Фиг. 41. Бруски мягкого железа,
определяющие параметры 4-с и —с.
стрелки. Положение этих брусков показано на фиг. 38 и 39; при этом
на фиг. 38 о>0, на фиг. 39 а<0. Знаки эти для параметра а остаются
неизменными при изменении курса самолета на 180°, так как при этом
Фиг. 42. Бруски мягкого железа,
определяющие параметры 4-d,n —d.
Фаг. 43.п Бруски мягкого железа,
определяющпе_,параметры -ре и —е.
взаимное расположение полюсов брусков (вследствие их перемагни-
чивания) и магнитной стрелки остается неизменным.
Таким образом можно для каждого параметра указать вос-
производящие его бруски, что и сделано на фиг. 40—47.
G4
Из всех параметров наибольшее значение на самолете могут иметь
параметры one. Однако на различных типах самолетов могут иметь
большие значения и другие параметры. Параметры dug могут дать
пулеметы, установленные неподвижно для стрельбы через воздуш-
ный винт или подвешенные в отсеках самолета бомбы. Кроме того,
отдельные параметры могут быть вызваны различными элементами
конструкции самолета, содержащими мягкое железо.
Фиг. 44. Бруски мягкого железа,
определяющие параметры +/ и —/.
Фиг. ' 45. Бруски мягкого железа
определяющие параметры -j-g и —g
Фиг. 46. Бруски мягкого железа,
определяющие параметры +/1 и —й.
Фиг- 47. Бруски мягкого железа,
определяющие параметры 4-fc и —к.
Силы Р, Q и R, входящие в уравнения Пуассона, возникают,
как уже было указано, под действием твердого самолетного железа
и потому являются величинами постоянными; они зависят от маг-
нетизма, приобретенного твердым железом самолета в процессе его
изготовления или продолжительного пребывания под влиянием ка-
кого-либо магнитного поля и т. п.
В уравнения Пуассона входят, кроме разобранных нами посто-
янных величин a, b, с, d, е, /, g, h, к, Р, Q и R, еще силы X, Y и Z,
представляющие собой составляющие полной силы земного магнетиз-
ма Т. Две из них (X и вменяются по величине с переменой курса само-
лета, а сила Z остается неизменной. Так, на курсе N X принимает
максимальное значение, становясь равной горизонтальной составляю-
щей Н силы земного магнетизма, a Y =0. На курсе 90° Y принимает
значение, равное Н, аХ=0. При этом сила Z остается равной Т cosO,
гДе — наклонение. Величина / начинает изменяться при изменении
широты места, так как изменяется угол 6 и напряжения горизонталь-
Ратц, ч. 1—22—5	65
ной и вертикальной составляющих. Таким образом уравнения
Пуассона/Срдержат в себе ряд постоянных величин: коэфициенты а, Ь,
c,d,e, f, g, Л, к и силы Р, Q, R, Z, а также две переменных X и Y,
меняющихся с переменой курса самолета. Для разных широт
переменной является еще и сила Z.
Уравнения Пуассона не содержат явным образом ни девиации,
ни курса самолета, вследствие чего не дают возможности непосред-
ственно определить зависимость девиации от курса.
Д. СИЛЫ АРЧИБАЛЬДА СМИТА
Чтобы получить зависимость величин, входящих в уравнения
Пуассона, от курса, А. Смит преобразовал два первых его уравнения.
Напишем тождества:
а + е . а— е а + е а — е
h 2 ’ е=~2---2~;
d + b	d — b. . d + b.d—b
0 ~ 2	2 ’ а ~ 2'2
и подставим значения а, Ь, е и d в первые два уравнения Пуассона;
Х’= Х+^Х+а--^е X + ^Y-^Y + cZ + P, (32)
У' = У+	^X + ^Y-^Y + fZ + Q. (33)
Отберем попарно из первого и второго уравнения силы, содержа-
щие одинаковые коэфициенты и сложим их.
1. X и Y. Сложив эти силы, получим горизонтальную составляю-
щую Н силы земного магнетизма.
2.	—и a-^Y.
Первая сила действует по оси х, вторая — по оси у, причем коэфи-
циенты у обеих сил одинаковы. На фиг. 48 сила Н является равно-
действующей сил X и Y, силы же X и —Y дадут, оче-
видно, равнодействующую, совпадающую по направлению с силой
И. Величина равнодействующей будет, очевидно, равна Мр-Н,
что следует из подобия треугольников О АВ и О А’В'. Складывая
f f CL —J— € r r	 «_»
силы н и — 2— H, получим силу, действующую по направлению
магнитного меридиана:
(1 + Ф)н.
Величину (1	~}~ * ) Смит обозначил через Таким образом по
меридиану на самолете действует сила i.H.
во
Так как эта сила является направляющей для картушки компаса,
0 чем она больше, тем лучше.
Выше мы видели, что величина горизонтальной составляющей
напряжения магнитного поля земли Н входит во все формулы, оп-
ределяющие характеристику компаса, а именно: время успокоения,
декремент, застой. Чем больше Н, тем лучше ведет себя компас.
Кроме того, силы, отклоняющие картушку от магнитного меридиана,
создадут девиацию тем меньшую, чем больше ХН. Из этого следует,
что нужно стараться размещать железные части относительно ком-
Фпг. 48.	Фиг- 49.
паса или, наоборот, компас относительно железных частей, гак, чтобы
получить возможно большее значение ).Н.
о	а — е v	а— е
2 X И	2
Первая сила действует по оси х в положительную сторону, вторая—
по оси у в отрицательную сторону (фиг. 49). Равнодействующая их
будет равна, очевидно, Н. Направление ее определится углом
4'ОВ', равным углу АОВ, что следует из подобия треугольников
ОАВ и ОА'В'. Отношение силы fl ~ е Н к силе ХН, характеризую-
щее величину производимой этой силой девиации, обозначают
через/)'. Таким образом:
хн 2Х ’
ИЛИ
О'ХН =^Н.
Направление этой силы определяют как зеркальное изображение
Mai нитного меридиана относительно плоскости симметрии самолета.
67
Если представить себе, что в плоскости симметрии самолета постав-
лено зеркало, то изображение ОВ в этом зеркале пойдет по направ-
лению OB'.
.	d + b у d + Ь у
4.	—2— * и —2— ‘
Первая сила действует по оси х в положительном направлении,
вторая—.по оси у также в положительном направлении (фиг. 50).
d	d -У b
Равнодействующая их равна—АА я. Обозначив отношение_______2
через Е', найдем, что сила, производящая девиацию, равна:
Н = Е'У.Н,
откуда
р, _ d -у Ь
Направление этой силы определится углом В'ОА’, равным углу
ВО А, что следует из подобия треугольников ОА'В' и О АВ. Из равен-
ства указанных углов следует, что направление OB' перпендикулярно
ОВ, проведенному в направлении действия силы D'l.H (фиг. 49).
Таким образом сила --А А я, равная Е'/.Н, действует по на-
правлению, перпендикулярному зерцальному изображению магнит-
ного меридиана относительно плоскости симметрии самолета.
5.	-^У и
68
Первая сила действует по оси х в отрицательную сторону, вторая—
„ оси у в положительную сторону (фиг. 51). Равнодействующая
d - ь ч
их равна —2—Н. Обозначив отношение —£_________через А, най-
дем, чт0 сила> производящая девиацию, равна:
Н = А'кН,
откуда
Направление этой силы определится углом В'ОА', равным углу
ВОА, что следует из подобия треугольников АОВ и А'ОВ'.
Из равенства указанных углов следуют, что ОВ' перпендикулярно
ОВ, т. е. сила d-Н, равная A'iH, направлена перпендикулярно
направлению магнитного меридиана.
б.	Возьмем сумму сил cZ-|-P.
Величина девиации, производимой суммой этих сил, характери-
зуется отношением , которое обозначают буквой В'. Следо-
вательно:
откуда:
cZ + Р = В'кН.
Из этого выражения следует, что сила В'кН зависит от магнитной
широты места так же, как зависят от широты силы A'IH, D'lH и E't.H,
ибо с переменой широты изменяется и Н.
Но с переменой широты изменяется также и коэфициент В',
ибо в его выражение входит Н. В этом заключается его отличие от
коэфициентов A', D' и Е', которые не зависят от широты, а только
от параметров Пуассона.
Сила В').Н всегда действует в направлении плоскости симмет-
рии самолета, т. е. в направлении носа или хвоста.
В самолете сила Р всегда значительно превосходит силу cZ.
Следует отметить, что сила cZ, хотя и вызвана мягким железом,
но, намагничиваясь вертикальной составляющей Z силы земного маг-
нетизма, не меняет своего направления с переменой курса самолета,
а потому действует как твердое железо, аналогично силе Р. Поэтому
и можно эти силы объединить в одну B'i.H.
7.	Последняя сумма сил /Z+Q.
Обозначая отношение	через С', найдем.
/Z + Q = C')J7.
( Эта сила направлена всегда в борт самолета. Аналогично силе
В'УН сила С’кН, а также коэфициент С, изменяются с переменой
69
ААН * ъ
ААН
А'АН
МН
А'АН
ААН
А'Ан
АН
Фиг 52- Направления действия сил КН
и А'КН при перемене курса самолета.
ААн
магнитной широты. В самолете Q всегда значительно больше fZ. Сила
fZ аналогично силе cZ
действует, как твердое
"железо.
Таким образом после
преобразования двух урав-
нений Пуассона А. Смит
получил шесть сил, дейст-
вующих в горизонтальной
плоскости на картушку
компаса:
1)	сила "кН, действую-
щая по магнитному мери-
диану;
2)	сила А’>Н, действу-
ющая по направлению,
перпендикулярному к маг-
нитному меридиану;
3)	сила В'кН, действу-
ющая в нос или в хвост
самолета;
4)	сила САН, действу-
ющая в борт самолета;
5)	сила D'lH, действу-
ющая по зеркальному
изображению магнитного
меридиана относительно
диаметральной плоскости
самолета;
б)	сила Е'кН, действу-
ющая перпендикулярно
зеркальному изображению
магнитного меридиана от-
носительно диаметральной
плоскости самолета.
Эти шесть сил назы-
ваются силами Арчибаль-
да Смита.
Первые две силы, кН
и А'кН, не меняют на-
правления с переменой
курса самолета. Они как
бы связаны с меридианом.
Вторые две силы, В'кН
и С'кН, не меняют направ-
ления относительно само-
Фиг- 53. Направления действия сил D'KH и
Е'КН при перемене курса самолета.
лета, независимо от перемены курса самолета. Они как бы связаны
с самолетом.
70
Третьи две силы, D'i.H и E'iH, при перемене курса самолета
меняют свое направление и относительно меридиана и относительно
самолета, причем при вращении самолета на 360° эти силы вращаются
в два раза быстрее, совершая за то же время два полных оборота.
На фиг. 52, 53 и 54 показаны
расположения всех шести сил
А. Смита для восьми симметрич-
ных курсов самолета. На фигу-
рах видно, как изменяются
направления сил А. Смита при
изменениях курса самолета.
Величина этих сил не меняется
для данной широты при переме-
нах курса, так как коэфици-
енты А', В', С', D’ и Е' явля-
ются постоянными и зависят от
параметров Пуассона и сил Р
и Q. (Силы А. Смита, оставаясь
постоянными по величине, ме-
няют взаимное расположение
при переменах курса самолета,
вследствие чего изменяют и
величину производимой ими
суммарной девиации компасной
картушки. Рассмотрим девиа-
ции, которые создаются в отдельности силами А. Смита.
1.	Сила кН направлена всегда по магнитному меридиану и
девиации не создает. Наоборот, она стремится удержать магнитную
стрелку в магнитном меридиане.
м
Л'ЛН
D'M
Е’М
ЕМ
D'M
D'M
Г DM

d'm
\Е'М
Е'М
Фиг- 54. Направления действия сил В'кН
и С'кН при перемене курса самолета.
Фиг- 56- График девиации от
силы В'кН.
~90 ~т ZH) ' ХО
Фиг. 55 График девиации от
силы А'кН.
2.	Сила А'кН направлена всегда перпендикулярно магнитному
меридиану. Следовательно, она на всех курсах самолета будет созда-
вать постоянную девиацию. Графически эта девиация будет выра-
жаться прямой линией (фиг. 55). Величина производимой ею девиации
определится из фиг. 52.
Здесь А — девиация, создаваемая силой А'кН.
3.	Сила В'кН на курсах 0 и 180° не создает девиации (фиг. 53);
на курсах 90 и 270° эта сила создает максимальные девиации, опре-
71
деляемые отношением:
о_ B'W _ R'
tgC= х7Ó •
Девиация, создаваемая силой В’) Н при повороте самолета на 360°,
(два раза переходит через нуль и два раза достигает максимума
фиг. 56). Поэтому такую девиацию называют полукруговой. Ее воз-
буждает, главным образом, твердое самолетное железо.
Фиг. 57. Г рафик девиации от
силы С'\Н.
Фиг. 58. График девиации от
силы D1.H.
4.	Сила ОН имеет такой же характер ,что и сила В'/.Н; ее воз-
буждает, главным образом, твердое самолетное железо. Однако де-
виации, создаваемые силой О.Н, сдвинуты относительно девиаций,
создаваемых силой B'iH, на 90°. Действительно, на курсах 0 и 180°
сила ОН создает максимальные девиации, определяемые отноше-
нием:
tg С = —Н- = С
ё хн
На курсах 90 и 270° эта сила не создает девиаций (фиг. 53).
Полукруговая девиация, создаваемая силой С’кН, изображена на
Фиг. 59. График девиации от
силы Е'\Н.
фиг. 57.
5.	Сила D'lH на курсах 0, 90,
180 и 270° не создает девиации.
На курсах 45, 135, 225 и 315°
максимальные девиации, создавае-
мые этой силой, определяются
отношением (фиг. 54):
t%D = ^ = D'.
Девиация, создаваемая силой D'lH при повороте самолета на 360°,
четыре раза переходит через нуль и четыре раза достигает макси-
мума; такую девиацию называют четвертной; она вызывается мяг-
ким самолетным железом; график ее изображен на фиг. 58.
6.	Сила Е'\Н имеет такой же характер, как и сила D'lH. Однако
на курсах 45, 135, 225 и 315° она девиации не создает, а на курсах
О, 90, 180 и 270° девиации, создаваемые ею, достигают максимума
(фиг. 54);
Четвертная девиация, создаваемая силой ОН, изображена на
фиг. 59.
72
искусствен-
Величины девиаций, создаваемых каждой силой, характеризу-
ются коэфицие игами А', В', С', D' и Е’. Связь между девиацией
10 коэфициентом такова, что тангенс максимальной девиации-, созда-
ваемой каждой силой, равен коэфициенту соответствующей силы.
Обычно на самолете имеют место небольшие девиации, особенно
после того как первоначальная девиация уменьшена
ным путем (см. ниже
об уничтожении де-
виации стр. 77). В
пределах этих малых
девиаций, примерно
до 10—12°, с точ-
ностью, более чем
достаточной для ави-
ационной практики,
можно считать тан-
генс равным самому
углу, выраженному
в радианах.
Так, tg 10°=0,1763;
угол в 10° состав-
ляет 0,1745 радиана.
Принимая такое
допущение, можно,
вместо точных коэфи-
циентовА', В', С', D'
и Е', пользоваться в
дальнейшем так на-
зываемыми прибли-
женными коэфициен-
тами А, В, С, D
и Е, представляю-
щими собой (вёличи-
ны максимальных де-
виаций, создаваемых
соответствующими си-
лами^,________
/ В начале главы мы
/ говорили, что цель
, преобразований урав-
нений Пуассона—получить явную зависимость коэфициентов урав-
нений от курса самолета. Пользуясь силами А. Смита, нетрудно
вывести такую зависимость. Особенно наглядно и просто сделать
это графическим путем. На фиг. 60 К К—компасный курс, МК—маг-
нитный курс, угол i—девиация для данного магнитного курса. Силы
А- Смита отложены по правилу геометрического сложения сил: сила
направлена по магнитному меридиану, сила А1Н ей перпендику-
•Фиг- 61. Девиация от
силы ВкН
Фиг. 62. Девиация от
силы СкН.
Фиг. 64. Девиация от
силы ЕкН.
лярна; сила гВ'кН на-
правлена в продольной
плоскости самолета, сила
СкН ей перпендикулярна;
сила D'kH—направле на по
зеркальному изображен-
нию магнитного меридиа-
на в диаметральной плос-
кости самолета, а сила
Е)Н ей перпендикулярна.
Замыкающая всех сил
Н’ является той силой,
которая, действуя на маг-
нитную систему компаса,
заставляет последнюю
установиться в самолете
по направлению своего
действия.
Строя силы А. Смита
для различных курсов са-
молета, можно найти сум-
марную девиацию для со-
ответствующих курсов.
Из фиг. 60 следует, что
величина девиации не за-
висит явным образом ни
от а, ни от Н, а только от
курса самолета и коэфи-
циентов А, В, С, D и Е,
так как все многоуголь-
ники сил, имеющих оди-
наковые коэфициенты, по-
добны, и следовательно,
дают одинаковые девиа-
ции. Из этого нельзя сде-
лать тот вывод, что де-
виация вообще не зависит
от а и от Н, так как все
коэфициенты зависят от а,
а коэфициенты В и С зави-
сят еще и от Н. Однако
если нам известны коэфи-
циенты А, В, С, D и Е,
можно , не зная величин /.
и Н, найти девиацию для
любого курса.
74
Чтобы вывести аналитическое выражение девиации, рассмотрим
величины девиаций, производимых каждой силой в отдельности.
1.	Сила УН девиации не производит.
2.	Сила АУ.Н производит постоянную девиацию, не зависящую
от курса и по величине равную А.
3.	Сила В) Н производит максимальную девиацию, по величине
равную В. На промежуточных же курсах величина девиации, про-
изводимой этой силой, равна В sin к, где к—магнитный курс самолета
(фиг. 61).
4.	Сила СкН производит максимальную девиацию, по величине
равную С. На промежуточных курсах величина девиации, произво-
димой этой силой, равна С cos к, что очевидно из фиг. 62.
5.	Рассуждая таким же образом, найдем, что девиация, про-
изводимая силой DkH на разных курсах, равна D sin 2к (фиг.63).
6.	Аналогично, девиация, производимая силой ЕкН для любого
курса, равна Е cos 2к (фиг. 64).
Чтобы получить суммарную девиацию для любого курса, необхо-
димо, очевидно, сложить девиации, производимые каждой силой.
Таким образом получим:
(34)
| о = А + В sin к + С cos к + D sin 2к + Е cos 2к,
где о— девиация для любого курса, а
к — соответствующий магнитный курс
Это есть основная формула девиации.
Необходимо отметить, что при выводе этой формулы мы сделали
одно допущение, делающее ее математически не вполне точной, а
именно: при выводе выражений для девиации, производимой каждой
силой в отдельности (фиг. 61—64), мы не считались с проекцией сипы
на меридиан. Но если
принять во внимание, что
девиации на самолете не
превышают 10°, обычно же
(после уничтожения де-
виации) составляют 3—-5°.
то ошибка эта практи-
чески будет ничтожной,
гак как в этом случае силы,
создающие девиацию,очень
малы по сравнению с си-
лой Н.
В. О КРЕПОВОЙ ДЁНМАЦПП
До сих пор мы го-
ворили только о гори-
зонтальном полете само-
Фпг- 65. Креповая девиация от поперечной»
Крена. 7—плоскость горизонта (картушки),
2—плоскость крена.
лета, без кренов. При поперечном же или продольном крене силы
А. Смита будут частью изменяться; изменяться будет, следовательно,
75
и девиация. Креновая девиация, т.
Фиг. 66. Креновая девиация от продольного
крена. 1—плоскость горизонта (картушки),
2—плоскость крена.
поворотная ошибка, теорию которой
Мы даем приближенную фор-
мулу для креновой девиации,
создаваемой только твердым
самолетным железом, влиянием
же мягкого железа мы прене-
брегаем, так как оно незначи-
тельно.
На фиг. 65 и 66 R — состав-
ляющая сила постоянного само-
летного магнетизма. Она свя-
зана с самолетом постоянным
направлением действия по оси z
самолета,' и при кренах ф са-
молета даст горизонтальную со-
ставляющую R si пер. Фиг. 65
соответствует поперечному, а
фиг. 66—продольному крену.
Для ясности горизонтальная
плоскость со всеми расположен-
ными на ней направлениями и
силами перенесена с фиг. 65 на
фиг. 67.
Таким образом при кренах
мы будем иметь дополнительную
силу R sin ер, действующую в
горизонтальной плоскости, т.
е. девиация, возникающая
под влиянием кренов са-
молета, может появляться
при прямолинейном гори-
зонтальном полете с по-
перечными кренами (при
«болтанке») или при поле-
те с набором или потерей
высоты, т. е. в случаях,
когда картушка получает
крен относительно само-
лета.
При правильном разво-
роте самолета картушка
не получает относитель-
ного крена, и креновая
девиация отсутствует. В
этом случае имеет место
так называемая северная
мы разбираем ниже.
Фиг. 67.
е. в той же плоскости, что и кар-
тушка компаса, и направленную при поперечном крене в борт, а при
продольном крене —в нос или хвост. Разложим эту силу по двум
76
направлениям: одному,—совпадающему с магнитным меридианом,
т. е. с направлением силы Ш, другому — перпендикулярному маг-
нит ному меридиану. Тогда, при поперечном крене, девиацию будет про-
изводить проекция /? sin©, cos к, при продольном крене R sin © sin к,
где к — магнитный курс самолета.
Величина девиации определяется из треугольника ОАВ; для по-
перечного крена она равна:
. х R sin '£ cos к
—
для продольного крена:
Rsinosin/c
fgS =------------
Для малых девиаций и углов крена (а только с малыми углами мы
и можем иметь дело при поперечных кренах самолета без разворота,
а также при наборе или потере высоты) формулы примут вид:
для поперечного крена:____________
i^ = T7/*cosfc; '	(35)
для продольного крена:____________
!2₽=J^sinL j	(36)
Из формулы (35) и (36) вытекают следующие выводы.
1.	Креновая девиация тем больше, чем больше составляющая R
твердого самолетного железа.
2.	Креновая девиация тем больше, чем больше крен ©.
3.	Креновая девиация тем больше, чем меньше горизонтальная
составляющая Н силы земного магнетизма и чем меньше Пуассонов
коэфициент X. Следовательно, креновая девиация, подобно коэфи-
циентам Ви С, изменяется с изменением широты места, достигая особо
больших величин в близполярных широтах, где Н—незначительно.
4.	При поперечном крене креновая девиация изменяется анало-
гично девиации от силы СкН, т. е. имеет полукруговой характер,
достигая максимума на курсах О и 180° и переходя через нуль на кур-
сах 90 и 270°.	'•
5.	При продольном крене креновая девиация изменяется анало-
гично девиации от силы В'кН, т. е. имеет полукруговой характер,
достигая максимума на курсах 90 и 270° и переходя через нуль на
курсах 0 и 180°.
Креновая девиация может достигать значительных величин, и ее
нужно учитывать, особенно при полетах на разных углах. В большин-
стве случаев, однако, креновую девиацию на самолете не учитывают.
;к. уничтожение девиации
Девиация на самолете может достигать таких величин, что поль-
зоваться компасом становится трудно, а иногда и невозможно. Дей-
ствительно, большая девиация указывает прежде всего на большие
77
значения сил А. Смита. Если эти силы направлены не в одну сторону,
а имеют различные знаки, то. коэфициент л может сильно умень-
шиться, а с ним уменьшится и направляющая сила компаса Ш;
уменьшение же этой силы очень вредно отразится на работе компаса.
Кроме того, несоответствие между видимым изменением курса са-
молета и угловым перемещением картушки может быть настолько
значительным, что затруднит
пользование компасом, особен-
но пилоту. Если на самолете
имеется большая девиация
(больше . 5°), ее значительно
уменьшают, доводя искусствен-
ным путем до малых значений
(порядка 2—3°). Это уменьше-
ние девиации называют компен-
сированием, или уничтожением,
девиации. В чем состоит идея
этого уничтожения? Сама собой
напрашивается мысль создать в
непосредственной близости от
компаса такое магнитное поле,
которое по величине было бы
равно магнитному полю само-
летного железа, по знаку же —
противоположно ему. Для со-
здания вокруг компаса такого
поля потребуется, конечно, зна-
чительно меньше железа или
стали (искусственных магнитов),
чем то количество его, кото-
рое вызвало девиацию, так как
искусственные компенсаторы
можно поместить вблизи ком-
паса, помня, что действие их
на картушку обратно[пропорционально кубу расстояния от них до
картушки.
Далее возникает вопрос, какое надо взять железо, чтобы уничто-
жить девиацию твердого и мягкого железа? Очевидно, такого универ-
сального сорта железа не существует; кроме того, практика показы-
вает, что компенсаторы для уничтожения девиации твердого и мягкого
железа должны быть расположены различно. Таким образом девиа-
ция от твердого и мягкого железа уничтожается соответственно
постоянными магнитами и мягким железом. Методы уничтожения
креновой девиации отличаются от методов уничтожения горизон-
тальной девиации.
Таким образом уничтожение девиации бывает трех видов:
а)	уничтожение постоянной полукруговой девиации от коэфи-
циент ов В и С;
78
авиационной практике не только
Фиг. 69. Уничтожение иолукруговой
девиации на курсах N и S.
б)	уничтожение переменной четвертной девиации от коэфициен-
Тов D и Е.
в)	уничтожение постоянной креновой девиации от силы R.
В авиационной практике принято уничтожать только девиацию
первого рода, и, как правило, авиационные компасы имеют приспо-
собление для уничтожения только полукруговой девиации. Четверт-
ную же девиацию обычно только определяют, но не уничтожают.
Однако возможны случаи, когда необходимо уничтожение четвертной
девиации Креновая девиация в
не уничтожается, но даже не оп-
ределяется, что совершенно не-
правильно. Мы считаем, что кре-
повую девиацию для продоль-
ных кренов необходимо не
только определять, но и уничто-
жать, так как учет ее в полете
затруднителен.
Постоянную девиацию, со-
здаваемую силой АУЛ, никогда
не уничтожают, так как у пра-
вильно расположенного на са-
молете компаса она имеет очень
небольшие значения.
а) Уничтожение по-
лукруговой девиации
способом Эри. Полукру-
говая девиация вызывается си-
лами В'/Л и С'кН, причем пер-
вая направлена в плоскости
симметрии самолета, вторая —
перпендикулярно ей. Для уни-
чтожения этих сил необходимо,
очевидно, поместить вблизи компаса искусственные постоянные
магниты, направленные по осям х и у самолета. Магнит, направлен-
ный продольно по оси х, будет уничтожать девиацию, создаваемую
силой ВЛ, магнит же, направленный поперек самолета, по оси у,
будет уничтожать девиацию, создаваемую силой ОН. Но чтобы уни-
чтожить влияние этих сил, необходимо их знать. В морском флоте для
измерений сил пользуются специальным прибором — дефлектором; в
авиационной практике дефлектор не получил применения. О величине
силы можно, однако, судить по создаваемой ею девиации. Способ Эри
уничтожения девиации и основан на наблюдениях над величиной ее.
На фиг. 68 изображены все силы А. Смита, принятые для простоты
рассуждений положительными, на магнитном курсе N самолета. На
1 Известен случай установки иа одной серии самолетов прибора для уничто-
жения четвертной девиации, вызывавшейся парой пулеметов. В некоторых фран-
цузских авиакомпасах также имеется приспособление для уничтожения четверт-
ной девиации.
79
этом курсе девиацию создадут силы АкН, СкН и ЕкН. Обозначим
сумму этих сил через С2кН. Нам необходимо уничтожить девиацию,
созданную силой СкН\ но мы наблюдаем девиацию, созданную всеми
тремя силами, т. е. силой С2ХН, и признаков, по которым можно
было бы разделить наблюдаемую девиацию по этим трем силам, у нас
нет. Поэтому поместим поперечный магнит-компенсатор вблизи ком-
паса так, чтобы уничтожить всю девиацию. Этим самым мы создадим
силу постоянного магнетизма —С2Ш, по величине равную силе С2кН,
но противоположную ей по направлению. Эту силу —С2Ш можно
представить себе состоящей из двух сил; силы — СкН, равной по ве-
личине силе СкН и противоположной ей по знаку, и силы — С^Н,
равной сумме сил АкН и ЕкН и противоположной этой сумме по
знаку.
Повернем теперь самолет на магнитный курс S (фиг. 69). Распо-
ложение сил изменится (см. фиг. 52, 53 и 54).
Силы СкН и —СкН, как взаимно уничтожающие друг друга,
не показаны. Силы АкН и ЕкН действуют в ту же сторону по отноше-
нию к меридиану, что и на курсе N. Сила же С^Н, равная по вели-
чине сумме сил АкН и ЕкН и действовавшая на курсе N в сторону
противоположную этой сумме, на курсе S действует в одну сторону
с ней. Таким образом на курсе S появится девиация, вызываемая
силой, по величине равной двойной силе CJJ1.
Из фиг. 69 можно вывести соотношение между девиацией, вызы-
ваемой силой СхкН (или, что то же, суммой сил АкН -f- ЕкН) и силой
2СГШ (или, что то же, суммой сил CLkH -f- АкН ЕН):
tg^ = ytgS0.	(37)
Если теперь поместить вблизи компаса еще один поперечный
магнит или изменить положение старого поперечного магнита так,
чтобы первоначально наблюдаемая на курсе N девиация была дове-
дена до значения 6и то, очевидно, сила С^кН, которую на курсе N
мы ввели по необходимости, будет уничтожена. Тем самым мы оставим
постоянный магнит-компенсатор в положении, при котором он уни-
чтожает только силу СкН, что нам и требовалось.
При значениях 80, не превышающих 20°, можно, вместо формулы
(37), пользоваться более простой формулой:
=	(38)
Действительно, при 80 =20°, 8t ='|10°,3; такая точность в авиа-
ционной практике вполне достаточна.
Таким образом работа по уничтожению полукруговой девиации,
создаваемой силой СкН, сведется к следующему:
устанавливают самолет на курс N и доводят девиацию до нуля;
устанавливают самолет на курс S и определяют девиацию %;
доводят девиацию на курсе S до величины , Ч
80
Когда девиация на курсе S будет доведена до значения %, на кур-
се N снова появится девиация, равная ~ % обязанная своим про-
исхождением силам АкН и ЕкН.
Аналогично уничтожается девиация от силы ВкН на курсах Е
и W. Силы, действующие на этих курсах, показаны на фиг. 70 и 71.
На магнитном курсе Е девиацию производит сила В2кН = АкН-\-
+ BiH— ЕкН.
Фиг. 70. Уничтожение полукруговой
девиации на курсах Е и W.
Помещая вблизи компаса продольный магнит-компенсатор, соз-
даем силу — В2кН, чем доводим девиацию до нуля и этим самым «пе-
реуничтожаем девиацию», созданную силой ВкН, вводя вместо силы
—ВкН добавочную силу BtkH, равную разности (АкН— ЕкН). По-
ворачиваем самолет на курс W. Наблюдаем девиацию 80, созданную
силами (АкН— ЕкН) и — В^Н. Так как BJH = АкН— ЕкН, то
* 80= 6. Поступаем здесь также, как и на курсе S, т. е. доводим
девиацию до 8и уничтожая тем самым силу В^Н.
Таким образом уничтожение полукруговой девиации по способу
Эри сводится к установке самолета на четыре главных курса (N, S,
Е и W), уничтожению девиации на курсах N и Е с последующим
доведением девиации на курсах S и W до половины.
Для уничтожения полукруговой девиации ,на компасе имеется
специальное приспособление, называемое девиационным прибором.
До последнего времени девиационный прибор представлял собой де-
ревянную или металлическую колодку с рядом продольных и попе-
речных отверстий (фиг. 72). Колодка крепилась к компасу снизу.
Девиацию уничтожали специальными, имевшими различные магнит-
Рати» ч. I—22—6	81
ные моменты магнитами-уничтожителями, которые вкладывали в от-
верстия колодки. В современных авиакомпасах существуют девиа-
ционные приборы двух конструкций. Одна из них, наиболее распро-
страненная, изображена на фиг. 73. Прибор имеет два поперечных 1
и два продольных 2 валика, в которые по диаметру запрессованы
Фиг. 72. Девиационный прибор
компаса А-3.
короткие постоянные магниты 3.
У каждой пары параллельно
расположенных магнитов в ней-
тральном положении одноимен-
ные полюса направлены в про-
тивоположные стороны; суммар-
ное силовое поле вокруг маг-
нитов равно нулю. Валики могут
вращаться; продольные валики
получают вращение через удли-
нитель 4, имеющий на конце
шлицы под отвертку, и про-
межуточный валик 6 с шестер-
ней 7, а поперечные валики—
через удлинитель 5 и проме-
жуточный валик 8. Прибор
устанавливается на компасе, так что против удлинителя 4 распо-
лагается надпись N—S, а против удлинителя 5—Е—W. Это
значит, что девиация на курсе N, S и Е, W уничтожается вращением
Фиг. 73. Девиационный прибор компасов АН-4 и К-5.
7—поперечные валики, 2—продольные валики, 3—маг-
ниты, 4—удлинитель N—S, 5—удлинитель Е—W,
6—промежуточный валик, 7-—шестерня промежуточного
валика, 8—промежуточный валик.
соответствующего удлинителя, нарушающего нейтральное положе-
ние магнитов и создающего тем самым магнитное силовое поле, по-
стоянное по величине и направлению относительно самолета. При
82
вращении удлинителя 4 (N—S) вращаются продольные валики 2,
и магниты создают поле, направленное поперек самолета, так как
девиационный прибор устанавливается так, что продольные валики
направлены в самолете продольно по оси х, а поперечные — поперек,
по оси у. При вращении удлинителя 5 вращаются магниты в попереч-
ных валиках 1, создавая продольное магнитное поле, максималь-
ное по напряжению поле саздается в тот момент, когда валики по-
вернуты на Ь0° и магниты расположены разноименными полюсами
в торец друг к Другу. На компасе и на головках удлинителей
должны быть нанесены риски, отмечающие нейтральное положение
удлинителей.
На фиг. 74 изображен девиационный прибор другой конструкции.
Четыре одинаковых магнита 7 расположены крестообразно полюсами
N к центру. Магниты экранированы от компаса квадратной пла-
стинкой мягкого железа 2, которую можно двигать вдоль и поперек
с помощью удлинителей 3 и 4. При нейтральном положении все полюса
7
Фиг. 74. Девиационный прибор гиромагнитного компаса.
7—магниты, 2—пластинки мягкого железа, 3, 4—удлинители.
магнитов перекрыты пластинкой одинаково, имагнитное силовое поле
под пластинкой равно нулю. Вращая удлинитель 3, пластинку дви-
гают вдоль прибора, а значит, и вдоль самолета, создавая продольное
магнитное прле для курсов Е и W. Вращая удлинитель 4, передвигают
пластинку поперек прибора, создавая поперечное магнитное поле
для курсов N и S. Оба описанных девиационных прибора имеют
большое преимущество перед девиационной колодкой с отверстиями
для магнитиков-уничтожителей, так как, не говоря уже об удоб-
стве пользования, дают возможность достаточно точно довести де-
виацию до желаемой величины.
б) Уничтожение четвертной девиации. Чет-
вертную девиацию создают силы Di.H и Е'г.Н, возникающие от
намагничения мягкого железа магнитным полем земли. Совершенно
ясно, что девиацию эту можно уничтожить только мягким желе-
зом, располагая его вблизи компаса так, чтобы оно создало поле,
напряжение которого было бы равно по величине, но противоположно
по знаку напрял ению поля от сил D7.H и Е1Н. Мы уже говорили,
что обычно на самолете мягкого железа очень мало, и четвертная де-
83
виация, создаваемая ими, не превышает?—3°. В этом случае девиацию
эту не уничтожают, а учитывают в полете. Во всех случаях, когда
отмечалась четвертная девиация на самолете, она всегда создава-
лась силой £)Ш, сила же ЕкН очень мала. Поэтому мы будем го-
ворить об уничтожении четвертной девиации от силы DIH. Коэфи-
циент D зависит от параметров а и е Пуассона. Из фиг. 38, 39 и 43
видно, что эти параметры создаются продольными и поперечными
брусками мягкого железа, расположенными либо по осям х и у са-
молета, либо параллельно им, но так, что полюса брусков отстоят •
на одинаковом расстоянии от компаса.
Следовательно, уничтожить четвертную девиацию, созданную си-
лой DIH, можно, расположив симметрично сбоку компаса, сверху
или снизу его, продольные и поперечные бруски. Примерное распо-
ложение брусков показано нафиг. 75.
1	Если расстояние от девиацион-
®ного прибора для уничтожения
,——j четвертной девиации до картушки
мало, что и имеет обычно место
в авиационных компасах, то унич-
J	U тожение девиации одними продоль-
Фиг. 75. Расположение брусков _ нЫМИ или ОДНИМИ поперечными
мягкого железа для уничтоже- ’ брусками невозможно вследствие
ния четвертной девиации. индукции, возникающей в брусках
от магнитов картушки. На фиг. 76
показано действие на магнит картушки индукции продольного бруска
АВ, намагниченного этим магнитом. Магнит TVS картушки, индукти-
руя в бруске АВ магнетизм, повернется в направлении действия силД.
Сильнее всего индукция от продольного бруска сказывается на кур-
сах Е и W, а от поперечного бруска — на курсах N и S. Теоретически
продольный брусок на курсах Е и W не намагничивается совершенно,
так как его ось перпендикулярна направлению магнитящей силы.
Но равновесие магнита неустойчиво; достаточно самого незначитель-
ного нарушения перпендикулярности магнита, как сразу возникает
индукция, создающая в магните картушки весьма малый вращающий
момент. Этот момент достаточен, однако, для начала движения маг-
нита. Как только движение начато,' угол между осью магнита
и осью бруска все больше будет отличаться от 90°, индукция
будет увеличиваться, и магнит начнет энергичнее отходить от мери-
диана. Когда вращающий момент от индукции станет равным вращаю-
щему моменту от земного магнетизма, магнит остановится. Девиация
от индукции может достигать в авиационных компасах 40—50°.
Применяя в девиационном приборе комбинацию из продольных
и поперечных брусков, можно избегнуть описанного явления.
На фиг. 77 NS — магнит картушки, АВ и А'В', CD и CD' — про-
дольные и поперечные бруски мягкого железа. Предположим, что
на курсе N угол NOK между осью магнита и поперечной осью девиа-
ционного прибора KL несколько меньше 90°. Тогда магнит инду-
цирует в брусках магнетизм с таким расположением полюсов как
81
показано на фигуре (т. е. в ближайших к магниту полюсах — разно-
именные полюса). Если бы не было продольных брусков АВ и А'В',
то бруски CD и C'D’ заставили бы магнит повернуться против часо-
вой стрелки. Но в брусках АВ и А’В', расположенных вдоль дей-
ствия магнитных силовых линий, индуцируется магнетизма значи-
тельно больше, чем в поперечных брусках. Этот магнетизм будет
удерживать магнит картушки в меридиане, что ясно видно из фигуры.
Аналогично на курсах Е и W бруски CD и C'D' заставляют маг-
нит удерживаться в меридиане, несмотря на то, что в брусках АВ
и А'В' индуцируется магнетизм.
Фиг. 76. Девиация от индукции.
Фиг- 77.
Таким образом комбинацией продольных и поперечных брусков
можно избегнуть девиации от индукции. Практически довести
девиацию от индукции до нуля все же не удается.
Необходимо только добавить, что располагать продольные и по-
перечные бруски следует так, чтобы они давали параметры одно-
значные не только по характеру, но и по знаку; в противном случае
действие одних уничтожит действие других.
Возникает вопрос, на каком расстоянии от компаса следует поме-
стить бруски. Чтобы определить это, можно поступить следующим
образом. Сначала необходимо довести до возможно меньшей величины
полукруговую девиацию. После этого, при наличии четвертной де-
виации (что легко обнаруживается по невозможности уничтожить
ее постоянными магнитами), устанавливают самолет на один из про-
межуточных курсов (45, 135, 225 или 315°), на которых девиация
от силы D>H принимает максимальное значение. Подводя затем бруски
железа под компас и приближая или удаляя их от компаса, добиваются
уничтожения девиации. Этим самым уничтожают влияние силы D/H
на любом курсе.
85
Величина брусков определяется опытным путем, причем чем бру-
сок больше, тем дальше его можно поместить от компаса, что более
выгодно, так как не создается индукции.
Если, кроме девиации от силы D>H, обнаруживается еще девиа-
ция от силы Е)Н, ее можно уничтожить, поворачивая бруски железа
вокруг вертикальной оси.
в) Уничтожение креновой девиации. Мы уже
говорили, что, как правило, креновая девиация на самолете ни-
когда не учитывается и очень редко уничтожается. Все же некоторые
компасы имеют специальное для этого приспособление, заключаю-
щееся в вертикальном постоянном магните, который может двигаться
под компасом вдоль своей оси. Такие авиационные компасы, выпу-
скаемые, например, французской фирмой Аэра, имеют приспособле-
ние для уничтожения и четвертной девиации. Так как креновая девиа-
ция создается полем самолетного железа, расположенного в самолете
вертикально, то вертикальным магнитом можно, очевидно, создать
противоположно направленное поле. Вопрос о том, на каком рас-
стоянии от компаса необходимо установить вертикальный магнит,
решается практически, а именно: устанавливают самолет на курс
Е или W в горизонтальном положении и замечают компасный курс.
После этого опускают хвост самолета, давая самолету максимальный
угол атаки и снова замечают компасный курс.
Так как на курсах Е и W креновая девиация от продольного крена
достигает максимума, то она будет обнаружена как разница компас-
ных курсов до и после опускания хвоста. При этом магнитные
курсы самолета должны быть одинаковы.
Двигая вертикальный магнит вверх или вниз в его гнезде, дово-
дят девиацию до нуля. Этим самым креновая девиация как от про-
дольного, так и от поперечного крена окажется уничтоженной на лю-
бом курсе, еслидолько на самолете нет креновой девиации от мягкого
железа. Действительно, креновая девиация как от продольного, так
и от поперечного крена создается силой R постоянного самолетного
железа, направленной по оси г самолета. А поскольку эта сила уничто-
жена введением постоянного магнита, то и уничтожена создаваемая
ею девиация на любом курсе и крене.
3. ВЫЧИСЛЕНИЕ ДЕВИАЦИИ
Девиацию никогда не удается довести до нуля, тем более что на
самолете обычно уничтожают только полукруговую девиацию. Де-
виация, остающаяся после уничтожения, называется остаточной..
Для уничтожения девиации способом Эри необходимо, как мы
знаем, установить самолет последовательно на четыре противопо-
ложных курса, для которых можно получить остаточную девиацию.
Но для пользования компасом в полете девиации для четырех курсов
недостаточно; ее надо иметь для любого курса. Формула (34) дает
возможность вычислить девиацию для любого курса, если известны
коэфициенты А, В, С, D и Е. Так как коэфициентов пять, то при
наличии пяти девиаций, наблюденных на разных курсах, можно
86
было бы получить пять уравнений с пятью неизвестными А, В, С, D
и Е. Решив эти уравнения, можно найти значения коэфициентов,
после чего уже, пользуясь формулой (34), — вычислить девиацию
для любого количества курсов. Такой путь был бы совершенно
верен, если бы наблюденные девиации были математически точны.
Между тем девиацию на самолете определяют с точностью только
до 1°.
Это обстоятельство заставляет нас взять наблюденные девиации
не на пять, а на большее число курсов. Теория ошибок Гаусса
говорит, что ошибка получается наименьшей, если эти курсы распо-
ложены симметрично. Наименьшее число, удовлетво ряющее этому усло-
вию— восемь курсов, отстоящих друг от друга на 45°. Таким обра-
зом после уничтожения девиации на четырех главных курсах са-
молет устанавливают последовательно на восьми магнитных курсах
(0. 45, 90, 135, 180, 225, 270 и 315°) и снимают (определяют) оста-
точные девиации; пользуясь полученными данными, решают сов-
местно восемь уравнений и вычисляют коэфициенты А, В, С, D и Е.
Зная эти коэфициенты, вычисляют по формуле (34) девиацию для
шестнадцати равноотстоящих курсов. Для промежуточных курсов
производят интерполяцию.
Конечно, можно, сняв остаточную девиацию на восьми курсах, не
вычислять девиацию на шестнадцать курсов, а интерполировать ре-
зультаты, полученные из наблюдений на восьми курсах. Зачастую
так и поступают. Однако не всегда можно довольствоваться одними
наблюдениями, так как, во-первых, интерполяция на-глаз никогда
не даст той точности, какую даст вычисление, а, во-вторых, работа
по определению девиации, требует большого навыка и умения, и ни-
когда нет полной уверенности в том, что остаточная девиация снята
правильно. Вычисление девиации должно подтвердить точность про-
деланной работы по снятию остаточной девиации, так как, если эта
работа действительно верна, то вычисленная по формуле девиация
должна совпасть с наблюденной: если же это условие нарушается,
то, очевидно, при снятии девиации, были допущены ошибки. Практи-
чески считают, что, если вычисленная и наблюденная девиации рас-
ходятся более чем на 3°, то необходимо заново снять остаточную
девиацию.
Найдем формулы для коэфициентов, исходя из девиаций, по-
лученных на восьми курсах.
Положим, что остаточная девиация на восьми курсах равна со-
ответственно <50, 645, о9о, о13-, о1в1„ о225, о27о и S315.
Тогда, подставляя эти значения в формулу (34), получим для
восьми курсов следующие восемь уравнений:
(1)	й0 =/\ 4-В sinO° 4-Ceos 0° 4-D sin 20 4-Ecos20 = А + С + Е;
(2)	S45 = А + В sin 45 + С cos 45 4- D sin 90 -|- Е cos 93 = А 4- BS4+
+ CSt + D;
(3)	В90 = А + В sin 90 4-С cos 90 + Z3 sin 180 4- Ecos 180 =А\-В—Е;
87
(4)	3135 = А + В sin 135 + C cos 135 + D sin 2704-E sin 270=A4-BS4—
-CS4 — D\
(5)	o180 = A -J- В sin 180 + Ceos 1804-0 sin 360-(-Ecos360=A—С 4-E;
(6)	3225 = A-f- Bsin225 4- Ccos2254-D sin 904-Ecos 90=A—BSi—
- CS4 4- D;
(7)	o270 = A 4- В sin 270 4- Ceos2704-0 sin 1804-Ecos 180= A—B—E;
(8)	33i5= Д 4- В sin 315 4- Ceos3154-0 sin 2704-Ecos270= A—BS4-}-
4-CS4 —O.
Здесь S4 обозначает sin 45°.
Хотя некоторые коэфициенты могут быть найдены из четырех
уравнений, но мы для большей точности используем все восемь урав-
нений. Коэфициент А будет найден, если все уравнения сложить и
разделить обе части полученного на 8.
Д&О + 545 +	+ В135 + *>180 +	+^2^0 + 831S
Коэфициенты В и С найдутся как средние арифметические из
коэфициентов В' и В" и С и С", вычисленных: В'и С' — из уравне-
ний (1), (5) и (3), (7), В" и С" — из уравнений (2), (6) и (4), (8).
Из уравнений (1), (5) и (3), (7) имеем:
=	(40)
%z^is°=c'.	(41)
Из уравнений (2), (6) и (4), (8) имеем:
_6^-^ = B'S4 + C"S4;	(42)
6135^1» = b"Si _ C'S4.	(43)
Складывая и вычитая уравнения (42) и (43), найдем:
2B"S4 =	^35^315.	(44)
2C"S4 =	(45)
Отсюда, принимая во внимание, что 2S? — 1, получим:
Б" =	S 4 _|_ Б»з~6зп	(46)
С" = Вдз-Чз5.ва _ .8»з~SwS4.	(47)
«8
Взяв среднее арифметическое для В и С, получим:
+ В"  (645	®226)	+ (®ВО ®27о) + (813S ' ®31б) ^4 .
2	4
(48)
(49)
С' + С" = (846 - В226) S4 + (80 - 8цо) - (8136 - 831t) S4
2	4
Фиг. 78. График учета девиации.
Коэфициенты D и Е найдем следующим образом: складывая урав-
нения (2) и (6) и уравнения (4) и (8), получим:
откуда
2-2-6 = A + D;
6135+^15 = А _
(50)
Затем, складывая уравнения (1) и (5) й уравнения (3) и (7), подучим:
VtAso = Д + Е;
83а ~Ь 827О  д _
откуда
(оо + 61в0)	(8«о 4“ 827о)
4
(51)
Таким образом, мы получили выражения (39), (48), (49), (50)
и (51) для коэфициентов А, В, С, Du Ев зависимости от девиаций,
наблюденных на восьми равноотстоящих курсах.
Для удобства пользования эти пять формул развернуты в схему
(форма 1), по которой обычно и вычисляют коэфициенты.
89
ФОРМА 7
Вычисление коэфициентов девиации
Самолет: тип	№ .....Компас: тип... №	Дата
Когда коэфициенты вычислены, можно, пользуясь основной фор-
мулой девиации (34), вычислить девиацию для любого числа курсов.
НурсЬ/
N ю 20 30 40 50 60 70 80 90 ЮО ПО /20 /30 /40 /50 160/70/60 /90
•Л 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 НО 120130 /40150 /60/70 /80/90
MR180190 200210 220230240 250260 270280290WO 310 320330340350360 10
/80 /902002/0 220230240 250 260 270280 290 3003/0320 330340350360 10
Фиг. 79. График перевода курсов.
В авиации принято вычислять девиацию для шестнадцати равностоя-
щих курсов. Вычисление производят по схеме (форма 2), представляю-
щей собой развернутую формулу (34) для шестнадцати курсов [в этом
легко убедиться, разобравшись в действиях, указанных в ней, и срав-
нив эти действия с формулой (34)].	,
90
ФОРМА 2
Таблица вычисления остаточной девиации для 16 курсов
После того как вычислена девиация для шестнадцати курсов, со-
ставляют график учета девиации (фиг. 78) или график перевода кур-
сов (фиг. 79). Первый дает более наглядное представление о характере
девиации, второй —удобнее для пользования в полете, так как не
требует никаких вычислений.
Производящему наблюдение и вычисление девиации мы рекомендуем
составлять график девиации, чтобы проанализировать полученные
результаты. Анализировать результаты можно, исходя из следующих
общих соображений.
1.	Если остаточная девиация имеет вид графика, изображенного
на фиг. 80, то это значит, что полукрутовая девиация полностью не
уничтожена, и следовательно, ее легко можно довести до нуля де-
виационным прибором для уничтожения полукруговой девиации.
91
2.	График, изображенный на фиг. 81, говорит о том, что девиа-
ция почти доведена до нуля, но имеется установочная ошибка; кроме
того, может иметь место постоянная девиация от силы АКН \ но она
обычно на самолете очень мала — меньше 1°. Для ликвидации этой
ошибки достаточно котелок компаса повернуть на число градусов,
равное величине коэфициента Д: по часовой стрелке, если А поло-
жительно, и против часовой стрелки, если А отрицательно. Для точ-
ного и удобного выполнения этой операции на установочном кольце
компаса обычно имеется несколько делений через 1° в обе стороны
от нулевого деления, против которого нанесен индекс на котелке
компаса. Ослабив затяжной винт уста-
новочного кольца, надо повернуть коте-
лок компаса на нужное число граду-
сов, а затем снова затянуть винт.
3.	График, изображенный на фиг.
82, говорит о том, что имеется и полу-
круговая девиация и установочная
ошибка, на величину которой график сдвинут кверху.
4.	График, изображенный на фиг. 83, имея четвертной характер,
говорит о наличии девиации от мягкого железа; так как максимумы
графика приходятся, примерно, на промежуточные курсы, то источ-
ником девиации является сила DKH.
5.	Неправильный характер графика, изображенного на фиг. 84,
обнаруживает наличие и полукруговой и четвертной девиаций.
В каждом отдельном случае после анализа графика девиации не-
обходимо решить, можно ли давать график перевода курсов на са-
молет, или же необходимо предварительно проделать еще какую-
либо работу: ликвидировать установочную ошибку или доуничтожить
остаточную девиацию твердого или мягкого железа.
Описанный анализ графика девиации не касается креновой де-
виации, вопрос об уничтожении которой должен быть решен отдельно.
1 С точки зрения практической постоянную девиацию от силы АКН можно
считать также установочной ошибкой со всеми вытекающими из этого действия
по ликвидации ее.
92
И. ПРАКТИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ II УНИЧТОЖЕНИЯ ДЕВИАЦИИ
Девиация представляет собой разность магнитного и компасного
курсов при определенном положении самолета. Компасный курс
снимается непосредственно с компаса. Магнитный курс самолета
определяется различными способами, в основе большинства которых
лежит формула (фиг. 87):
'МК=МП — КУ.	(52)
Здесь МК— магнитный курс;
МП — магнитный пеленг какого-либо объекта;
КУ — курсовой угол того же объекта.
Так как уничтожают девиацию на четырех главных курсах, а сни-
мают остаточную девиацию на восьми курсах, то практика определе-
ния девиации сводится,
очевидно, к возможно
более точной установке
самолета на эти курсы и
с рав не нию м аг нит ных
курсов с показаниями
компасов. Существует
довольно много спосо-
бов установки самолета
на магнитный курс, за-
висящих от необходимой
точности, типа самолета,
характера оборудования
и т.-п. Мы остановимся
на основных, принятых
у нас, способах.
Девиацию можно оп-
ределять на земле и в
полете. В полете опре-
деляют девиацию для.
тяжелых самолетов, так
как установка их на
курс на земле доволь но
трудна.
а) О п ре деление
и уничтожение
девиации назем-
л е. На одноместных
и двухместных само-
летах девиация, как
Фиг. 85. Девиационный пеленгатор-
7—лимб,
2 -диоптры, 3—компасная стрелка,
4—кронштейн, 5—тренога.
правило, определяется
на земле. Во всех слу-
чаях определения де-
виации необходимо иметь дело с девиационным пеленгатором (фиг.
85), т. е. с прибором, с помощью которого определяются магнитные
93
пеленги, а иногда и курсовые углы. Главной частью пеленгатора
является лимб, разградуированный на 360° с ценою деления в 1°. Лимб
скреплен при помощи шарового шарнира с кронштейном, который
может быть установлен, в зависимости от надобности, либо на тре-
ноге, либо на борту самолета. У лимба есть круглый уровень, по
которому лимб можно установить в горизонтальной плоскости (поль-
зуясь шаровым шарниром). В центре лимба находится магнитная
стрелка. Если повернуть лимб так, что риски, нанесенные на нем
по линии 0—180°, станут против концов магнитной стрелки, то пе-
ленгатор окажется ориентированным относительно магнитного се-
вера, т. е._ его деления 0—180° будут направлены по магнитному
меридиану.
Фиг. 86. Девиационный пеленгатор.
7—глазной диоптр, 2—предметный
диоптр, 3—магнитная	стрелка,
4—пеленгуемый предмет.
Фиг. 87. Девиационный пелен-
гатор на самолете.
7—глазной диоптр, 2—пелен-
гуемый предмет.
На лимбе может вращаться рамка с двумя диоптрами — пред-
метным и глазным. Если рамку установитьтак, что сквозь оба диоптра
виден какой-либо удаленный предмет, то против риски, нанесенной
на рамке, можно на лимбе прочесть магнитный пеленг предмета (при
этом пеленгатор должен быть ориентирован относительно севера).
Схеметически положение пеленгатора при взятии магнитного пеленга
показано на фиг. 86.
При ориентировке пеленгатора нулевое деление его необходимо
располагать к южной стороне горизонта, а 180-е—к северной.
В таком случае отсчитывать пеленги необходимо со стороны глаз-
ного диоптра. На самолете этим прибором пользуются как борто-
вым пеленгатором, т. е. , не обращая внимание на магнитную стрелку,
устанавливают его на самолете так, чтобы линия 0—180° пеленгатора
94
была параллельна продольной плоскости самолета, а 0° находился
со стороны хвоста. Схематически положение пеленгатора при взя-
тии курсового угла с самолета показано на фиг. 87. Пеленгатор на
самолете устанавливается так, чтобы было обеспечено наблюДение
на всех 360°.
Покажем, как, пользуясь девиационным пеленгатором, устано-
вить самолет точно на необходимый магнитный курс, например на
курс 90°. Предварительно на том месте, где предстоит определить
девиацию, устанавливают пеленгатор и определяют магнитный пе-
ленг какого-либо удаленного ориентира: трубы, мачты и т. п. Поло-
жим, в нашем случае магнитный пеленг оказался равным 150°. Затем
пеленгатор убирают и устанавливают на этом месте самолет; на само-
лет ставят пеленгатор так, чтобы его линия 0—180° была параллельна
плоскости симметрии самолета. После этого определяют, каков
должен быть курсовой угол ориентира, если самолет будет стоять
на магнитном курсе 90°.
Из формулы (52) имеем:
КУ = МП — МК = 150° — 90° = 60°.
Если теперь рамку пеленгатора установить на 60° и поворачивать
самолет дотех пор, пока ориентир не будет виден через диоптры рамки,
то самолет окажется на курсе 90°. Аналогично, вычисляя предвари-
тельно для всех восьми курсов курсовые углы и устанавливая их
на лцмбе пеленгатора, ставят самолет на все курсы для определения
компасного курса и сравнения его с магнитным.
Работа по уничтожению и определению остаточной девиации тре-
бует известного навыка, внимания и последовательности. Порядок
этой работы следующий:
1.	Приготовить девиационный пеленгатор и протокол уничто-
жения девиации (см. форму 3 на стр. 98).
2.	Проверить компасы на застой, время успокоения, увлечение;
убедиться в отсутствии пузырьков, проверить нейтральное положе-
ние девиационного прибора по рискам на компасе и на удлинителях
прибора, проверить установку компаса на самолете.
3.	Подготовить самолет к поверке (см. ниже, стр- 103).
4.	Выбрать удаленную от ангаров и других построек площадку
для поверки девиации.	•
5.	Из центра площадки девиационным пеленгатором определить
магнитные пеленги двух-трех удаленных ориентиров и записать их
в протокол. Принципиально необходим только один магнитный пе-
ленг; второй и третий берут на случай, если первый будет закрыт
при пеленговании какой-либо деталью самолета или туманом.
6.	Вычислить курсовые углы для восьми курсов по формуле
КУ = МП — МК ц занести их в протокол. Если МП окажется
меньше МК, то к МП добавляется 360°.
7.	Убрав с площадки девиационный пеленгатор, установить на
ней самолет на любом курсе в линию полета.
95
8.	Установить на самолете девиационным пеленгатор, для чего:
а) определить магнитный курс самолета, установив пеленгатор
в 15—20 м позади самолета и завизировав какие-либо две точки его
продольной оси, например вертикальный киль и вертикально постав-
ленный пропеллер; пеленгатор необходимо предварительно ориенти-
ровать относительно севера; отсчет по лимбу даст магнитный курс
самолета (фиг. 88);
б) вычислить для одного из магнитных пеленгов курсовой угол
для полученного магнитного курса (например КУ = МП — МК=
= 150° —90° =60°);
в) снять пеленгатор с треноги и
прикрепить его с помощью крон-
штейна в каком-либо месте самоле-
та так, чтобы обеспечить себе хо-
роший обзор для взятия курсовых
углов; с помощью шарового шар-
нира установить лимб горизонталь-
но, а рамку — на вычисленный
для данного магнитного курса
курсовой угол (для нашего приме-
ра 60°);
г) вращать лимб, держа его в
горизонтальной плоскости по уров-
ню и следя в диоптры до тех пор,
пока в них не будет виден предмет,
для которого был вычислен курсо-
вой угол; в этот момент пеленгатор
окажется установленным своей
линией 0—180° параллельно диа-
метральной плоскости самолета.
Если на самолете имеется нави-
гационный визир, то устанавливать
пеленгатор на борт самолета не
нужно, так как курсовые углы
навигационным визиром.
и полета на курс 0°, для чего:
Фиг. 88. Определение магнитного
курса самолета девиационным пелен-
гатором. 7—отсчет пеленгатора.
в дальнейшем можно измерять
9. Установить самолет в лин
а)	установить на пеленгаторе один из вычисленных ранее кур-
совых углов для курса 0°;
б)	следя в диоптры пеленгатора, приказать поворачивать самолет
до тех пор, пока предмет, курсовой угол которого установлен на
пеленгаторе, не окажется в их створе; это положение самолета будет
соответствовать магнитному курсу 0°.
10. Дав компасам (если их несколько) на самолете успокоиться
в течение 1—2 мин., отсчитать после постукивания по ним компасные
курсы. Занести эти курсы в протокол, вычислить девиацию на
курсе 0°, как разность магнитного и компасного курсов.
И. Указанным в п. 9 способом установить самолет на магнитный
курс 180° и, определив девиацию на этом курсе, довести ее .до полу-
96
суммы девиаций на курсах 0 и 180 \ Этим приемом можно пользоваться,
вместо предварительного доведения девиации до нуля на курсе 0е
в том случае, если на курсе 0° сразу обнаружена не очень большая
девиация (не больше 12—15°). Например, если показание компаса
на курсе N было 352° (% = +8), а на курсе S было 192° (о18П = —12°),
то девиацию необходимо довести до °0	— 8 ~ 12 =—2°; зна-
чит, необходимо, вращая удлинитель N—S, довести показание ком-
паса до 182°. Все данные надо занести в протокол.
12.	Проделать такую же работу на курсах 90 и 270 .
13.	'Одновременно с уничтожением полукруговой девиации опре-
делить на курсах 90 и 270° креновую девиацию, для чего заметить
показания компасов при горизонтальном положении самолета и при
опущенном хвосте. Если разница в показаниях компаса достигает
значительной величины (больше 5° для максимального угла атаки),
а компас имеет специальное приспособление, то девиацию на курсе
270° необходимо уничтожить, двигая вертикальный магнит вверх
и вниз.
14.	После уничтожения полукруговой девиации снять остаточную
девиацию на восьми курсах: 0, 45, 90, 135, 180, 225, 270 и 315°.
устанавливая последовательно самолет на эти курсы-
15.	Проанализировать полученную девиацию; если сразу обна-
руживается большая четвертная девиация (порядка 5° и больше)
и если компас имеет девиационное приспособление, то девиацию нужно
уничтожить продольными и поперечными железными брусками на
одном из промежуточных курсов (45, 135, 225 или 315°) в том случае,
когда она вызвана силой Ь).Н. Если же максимумы четвертной де-
виации приходятся не на промежуточные, а на основные курсы (0,
90, 180 и 270°). что указывает на присутствие силы Е)Л, то эта де-
виация уничтожается поворотом брусков железа вокруг вертикальной
оси. При этом самолет должен стоять на одном из главных курсов.
16.	Вычислить таблицы девиации, после чего снова проанализи-
ровать график девиации. Если вычисленная девиация расходится
на каком-либо курсе с наблюденной более, чем на 2°, то снятие оста-
точной девиации необходимо повторить на всех восьми курсах, ибо,
как было сказано выше, это расхождение указывает на ошибку;
при этом заранее нельзя сказать, что ошибка явилась результатом
неправильного снятия девиации только на этом курсе.
Обратить внимание на величину коэфициента А. Если он велик
(2° и более), то необходимо соответствующим поворотом компаса
устранить на самолете установочную ошибку.
В случаях, когда установочная ошибка превышает 5°, после ее
устранения девиацию необходимо выверить заново, так как ее вели-
чина изменится вследствие того, что вместе с компасом повернется
и девиационный прибор. Однако такая большая установочная ошибка
должна быть обнаружена и устранена заранее, например. после
уничтожения девиации на главных курсах, но перед снятием оста-
точной девиации.
Ратц, ч. I—22—7
'•7
ФОРМА 3
Протокол уничтожения девиации
Компас пилота			
			194 г.
тип.	J\fo		
	Компас штурмана	Положение вооружения	п снаряжения
		(ту реле и, пулеметов, бомб,	специального
тип		№-		железного груза и т. п.)	
	Мотор		
тип	№			
Курсовые углы
	1—	:	2—:	:									
Магнитный курс	0°	45’	99=	135=	180=	225°	270°	315°
1 пеленг	.... 2 пеленг								
Уничтожение полукруговой девиации
Компас пилота					Компас штурмана			
Магнитный курс	0°	180°	9о=	270°	Магнитный курс	0°	180=	1 99° 270°
Компасный курс Девиация .... Девиация доведена до .							Компасный курс Девиация . . Девиация доведе- на до .			
Уничтожение креновой девиации
Компас пилота				Компас штурмана			
Магнитный курс	90=	270°	Угол крена	Магнитный курс	90	270=	Угол крена
Компасный курс до крена . . Компасный курс при крене . . . Девиация .... Девиация доведе- на до				Компасный курс до крена . Компасный курс при крене . . . Девиация . . . Девиация доведе- на до ... .			
98
Остаточная девиация
Магнитный курс
0°
45°
90° 135'
180“
225°
270°
315°
Пилота
Штурмана
Компасный курс
Девиация . . .
Компасный курс
Девиация . . . .
Остаточная девиация после уничтожения четвертной
45° 90° 135 180° 225° 270° 315°
Магнитный курс
Пилота	. Компасный курс 	 Девиация 	
Штурмана	Компасный курс 	 Девиация 	
17.	После устранения установочной ошибки исправить девиацию
на шестнадцати курсах, прибавив или отняв величину ошибки от всех
девиаций.
18.	Составить график перевода курсов или девиации и дать его
на самолет.
б) Определение и уничтожение девиации на
тяжелых самолетах. В тех случаях, когда определение
девиации на земле затруднительно, девиацию уничтожают на земле,
а остаточную девиацию снимают в полете.
Для уничтожения девиации можно устанавливать самолет
на магнитный курс способом взаимного пеленго-
вания1.
На площадке, предназначенной для уничтожения девиации, уста-
навливают девиационный пеленгатор и ориентируют его относительно
севера. На самолете должен находиться точно выверенный визир для
пеленгации, например ОПБ-1, НВ-5 или какой-либо другой. Самолет
подруливает или его подтаскивают тягачом к площадке и останавли-
вают на том компасном курсе на котором необходимо определить де-
виацию (фиг. 89), имея пеленгатор на курсовом угле, примерно 90°.
Затем пеленгатором берут магнитный пеленг бортового визира, уста-
новленного на самолете, а бортовым визиром—курсовой угол центра
пеленгатора. После этого, переводя магнитный пеленг в обратный
(отняв или прибавив 180°), получают магнитный курс по известной
зависимости МК = МП — НУ. На фиг. 89 ОМП представляет
собой обратный магнитный пеленг, равный магнитному пеленгу плюс
1 Способ этот предложен капитаном Романовым.
99
На фиг. 90 схематично показан путь самолета и четыре его поло-
жения относительно пеленгатора / при уничтожении девиации на
четырех главных курсах. После уничтожения девиации на земле
остаточная девиация определяется на восьми курсах в полете.
Недостатком указанного способа является то, что самолет уста-
навливается не на магнитном, а на компасном курсе; довести этим
способом девиацию до нуля очень трудно.
Если самолет не устанавливается в линию полета, то креповая
девиация на восточном и западном курсах может быть принята за
полукруговую, так как самолет стоит с опущенным хвостом. Для
предотвращения этого рекомендуется на одном из этих курсов поста-
вить самолет в линию полета, определить креповую девиацию и,
если можно, уничтожить ее.
Фиг. 89. Определение магнитного
курса девиационным пеленгатором и
бортовым визиром.
1 —девиационный пеленгатор.
Фиг. 90. Схема пути самолета при
уничтожении девиации на четырех
главных курсах.
7—девиационный пеленгатор.
На тяжелых самолетах после уничтожения девиации на земле
остаточную девиацию снимают в полете. Мы опишем два наиболее
распространенных способа снятия остаточной девиации. Первый назы-
вается способом пеленгации линейного ориен-
тира. Идея его заключается в том, что самолет, пролетая над ли-
нейным ориентиром, магнитный пеленг которого известен, определяет
в некоторый момент курсовой угол ориентира. По известной формуле
МК — МП—КУ определяется магнитный курс самолета для мо-
мента снятия курсового угла. В.момент взятия курсового угла ориенти-
ра замечают показание компаса; разница между магнитным и компас-
ным курсами даст девиацию. Чтобы магнитные курсы, на которых
100
будет находиться самолет при снятии остаточной девиации, были воз-
можно ближе к главным курсам (0, 45, 90° и т. д.). рекомендуется
учесть девиацию, определен-
ную при уничтожении девиа-
ции на земле; так например,
если остаточная девиация
на земле на каком-либо
курсе была —5°, то компас-
ный курс в полете для этого
курса должен быть на 5°
больше магнитного.
В качестве линейного
ориентира выбирается обычно
прямолинейный участок шос-
сейной или железной дороги
длиной 3—5 км. Желательно,
чтобы направление участка
не совпадало ни с одним из
курсов, на которых пред-
стоит определять девиацию; в
Фиг- 91. Схема пути самолета при опреде-
лении девиации по линейному ориентиру
противном случае на том кур-
се, где это совпадение имеет
место, трудно попасть на до-
рогу. Порядок соблюдения курсов безразличен, но для удобства его
выбирают таким, как показано на фиг. 91. На этом рисунке самолет
все время выходит на курс для пересечения ориентире с левым раз-
воротом. Для удобства можно делать то же и с правым разворотом.
Записывают наблюдения обычно по следующей форме.
ФОРМА 4
Схема записи в полете
Магнитный пеленг ориентира
Магнитный пеленг ориентира снимают с карты или определяют
непосредственно на дороге с помощью девиационного пеленгатора.
Примерный курсовой угол для каждого курса вычисляют как разность
между магнитным пеленгом ориентира и магнитным курсом. Это де-
лают для того, чтобы в полете заранее установить визир на этот угол.
При пролете над ориентиром точно снимают курсовой угол и заносят
его в графу «курсовой угол». Одновременно замечают и записывают
в соответствующие графы показания компасов. Магнитный курс
вычисляется как разность между
магнитным пеленгом и курсовым
углом; девиация вычисляется как
разность между магнитным и ком-
me ным курсами.
Второй способ определения де-
виации в полете основан на взя-
тии в некоторый определенный
моМент курсового угла тени
самолета на земле. Магнит-
ный пеленг тени самолета может
быть вычислен для любого момен-
та дня; следовательно, в полете
достаточно только заметить в мо-
мент взятия курсового угла тени
время, чтобы, имея магнитный
пеленг и курсовой угол тени са-
молета, определить магнитный
курс. Заметив показание компаса
в момент взятия курсового угла,
можно получить девиацию.
Вычисление азимутов солнца требует астрономических таблиц и
практически неудобно. Обычно поступают следующим образом: до вы-
лета определяют девиационным пеленгатором магнитный пеленг тени
для некоторого момента. Это делается так: пеленгатор на открытом
месте ориентируют относительно севера, затем поворачивают рамку
до тех пор, пока тень от нити предметного диоптра рамки пройдет
ч^рез центр лимба. Отсчет по нониусу со стороны предметного диоптра
даст магнитный пеленг тени для зафиксированного по часам момента.
В дальнейшем считают с достаточной для практики точностью,что маг-
нитный пеленг тени увеличивается в каждые 4 минуты на 1°. На фиг.
92 показаны МП, КУ и МК для времени 14 ч. 42 м.
Таким образом, работа в полете сводится к определению курсового
угла тени самолета, фиксированию этого момента по часам с точностью
до 1 мин., что даст точность магнитного пеленга 1/4°, и одновремен-
ному фиксированию показания компаса. Эта работа ясна из схемы,
по которой ведется запись в полете (форма 5).
Способ этот удобнее и точнее способа пеленгации линейного
ориентира, но очевидно, что пользоваться им можно только в усло-
виях видимости солнца и притом, когда оно стоит над горизонтом
102
не ниже 25—30°. Высота полета при этом способе должна быть
500—600 м, иначе трудно следить за тенью самолета.
ФОРМА 5
Магнитный пеленг--- тени для---час мин.
0°
45°
90°
135°
I.'. ПОДГОТОВКА САМОЛЕТА К МШЧТОЯ.’ЕНИЮ II ОПРЕДЕЛЕНИЮ ДЕВИАЦИИ
Почти на всяком самолете имеется то или иное железное оборудо-
вание, положение или магнитное состояние которого меняется как
при подготовке к полету, так и в процессе полета. Неоднократные
исследования показали, что изменения положения оборудования
почти всегда оказывают существенное влияние на характер и вели-
чину девиации. Чаще всего влияют на изменение девиации следую-
щие источники: различные электрические приборы, имеющие в кон-
струкции магниты; электропровода от источника постоянного тока:
турель и пулеметы; бомбы; специальный груз.
В последнее время в эксплоатации самолета применяют много
приборов, измеряющих неэлектрические элементы электрическим
путем. На приборной доске самолета по соседству с компасом поме-
щают приборы (вольтметр, тахометр, термометр и др.), создающие
вокруг себя магнитное поле. Вследствие этого компас приобретает
девиацию, доходящую в иных случаях до 40—50°.
Положение усугубляется тем, что девиация, создаваемая этими
приборами, меняется в зависимости от того, находятся ли они под
током или нет. Так. например, указатели электробензиномеров, на-
ходящиеся на одном из самолетов на расстоянии 200—250 мм
от компаса, без тока создавали девиацию порядка 1—2°, под то-
ком 6—8°.
Девиация от поворота ручки пускового магнето изменяется очень
сильно. Так, на одном самолете, на котором пусковое магнето находи-
лось на расстоянии около 0,75 м от компаса, поворот ручки магнето
изменял девиацию компаса до 80°. При этом одному и тому же поло-
жению ручки соответствовали различные величины девиации, так
как передаточное число от ручки к якорю магнето не равно единице.
Чтобы избежать влияния электроприборов на компас, в последнее
юз
время их экранируют специальным экраном из мягкого железа,
значительно уменьшая этим полукруговую девиацию. Однако такой
экран сам создает хоть и небольшую, но нежелательную четвертную
девиацию.
Как правило, все приборы, будучи экранированы и расположены
от компаса на расстоянии 300 мм и более, существенного влияния на
компас не оказывают.
Располагая магнитоэлектрические приборы, необходимо постоян-
но помнить об их влиянии на компас и относить их от него подальше.
Электропровода от источника постоянного тока оказывают влия-
ние на компас, создавая полукруговую девиацию порядка 3—5'’
только в том случае, если вблизи компаса проходит один провод-
плюс или минус. Поэтому вся электропроводка вблизи компаса
должна быть бифилярной, т. е. плюс и минус должны итти вместе,
переплетаясь. Суммарное магнитное поле при этом будет равно нулю.
Турель и пулеметы могут оказать существенное влияние на по-
казание компаса. На различных типах самолетов это влияние раз-
лично. Известны случаи девиации от турели и пулеметов порядка
30—40°. Обычно же эта девиация равна примерно 10°. Если же ком-
пас находится от турели с пулеметами на расстоянии около 1 м, то
девиация уже почти не ощущается. Девиация от пулеметов, в зави-
симости от стали, из которой они изготовлены, бывает полукруговой
или, что реже, четвертной. Так как и турель и пулеметы могут в по-
лете оказаться в самых различных положениях, то различна и де-
виация, соответствующая этим положениям. Изменение девиации от
изменения положения турели и пулеметов может достигать 15° и
более. Следует еще указать на одно обстоятельство, которое необ-
ходимо иметь в виду при смене пулеметов: разные пулеметы (хотя бы
одного и того же типа), как правило, создают различную девиацию,
определяющуюся магнитным состоянием материалов, из которых пу-
лемет изготовлен-
Бомбы, подвешенные в самолете, создают девиацию иногда незна-
чительную, иногда же достигающую 5° и более. Все зависит, конечно,
от места установки компаса и от расстояния от него до бомб. Для дан-
ного типа самолета характер девиации будет меняться с типом бомб,
подвешенных в самолете. Девиация от бомб может носить полукру-
говой или четвертной характер, в зависимости от сорта стали, из
которой бомбы изготовлены.
Все сказанное о пулеметах и бомбах может касаться любого же-
лезного груза или оборудования, имеющегося на самолете.
Из сказанного вытекает, что определение девиации для данного
самолета может иметь смысл только в том случае, если в полете все
оборудование будет находиться в таком же положении, как и при
определении девиации. В отношении электрооборудования это зна-
чит, что, если данный прибор находится в полете большую часть вре-
мени не под током, а включается только на небольшие промежутки
времени, то девиацию необходимо определять также при выключен-
ном приборе. Пулеметы и турель должны при определении девиации
104
занимать такое же положение, какое они занимают в полете в по-
ходном положении. То же касается и других предметов снаряжения
п оборудования, както: прицела, ракетницы, якоря для морских
самолетов и др. Что касается бомб или другого груза, который может
находиться на самолете временно, то снимать остаточную девиацию
необходимо два раза: один раз с грузом, другой раз — без него и
в полете пользоваться соответствующими графиками.
В заключение необходимо отметить, что раз определенная девиа-
ция практически не меняет своего значения в течение, примерно,
2—3 месяцев. После этогосрока девиацию необходимо определять за-
ново. Однако этот срок может сократиться,если на самолете произой-
дут перемены, могущие оказать влияние на девиацию: смена мотора,
вооружения, приборов и т. п. После таких смен девиацию нужно вы-
верять снова. Наконец, преждевременно изменить девиацию может
вибрация, особенно от пулеметной стрельбы; поэтому при частой пу-
леметной стрельбе девиацию необходимо выверять чаше.
9. СЕВЕРНАЯ ПОВОРОТНАЯ ОШИБКА
Сущность этой ошибки заключается в том, что при виражах са-
молета картушка компаса, получая такой же крен, как и самолет,
если вираж совершается без скольжения, подвергается влиянию не
только горизонтальной, нои вертикальной составляющей силы зем-
ного магнетизма. В результате картушка при вираже совершает
движения, зависящие от угла магнитного наклонения и угла крена
самолета. Движение картушки при этом настолько энергично, что
пользование компасом почти невозможно. Наиболее резко эта ошибка
проявляется на северных курсах, почему она и называется северной.
На курсах 90 и 270° ошибка равна нулю.
Нафиг. 93плоскость картушки (и самолета) наклонена к плоскости
горизонта под углом <р. Линия пересечения плоскостей представляет
собой продольную ось самолета (ось х). Самолет находится на курсе 0°
и ось х совпадает с направлением меридиана. Вертикальная состав-
ляющая Z силы земного магнетизма дает на ось у самолета проекцию
Zy. Магнитная ось картушки, очевидно, будет стремиться уста-
новиться в направлении равнодействующей горизонтальной состав-
ляющей Нейлы земного магнетизма и составляющей Zy . Эта равно-
действующая обозначена через Н'. Угол /между направлениями Н
и Н' и будет северной поворотной ошибкой на .курсе 0°.
На фиг. 94 даны проекции горизонтальной и вертикальной состав-
ляющих силы земного магнетизма на плоскость картушки для общего
случая, когда продольная ось самолета не совпадает с плоскостью
меридиана, а составляет с ней некоторый угол к. В этом случае го-
ризонтальная составляющая Н даст на плоскость картушки состав-
ляющую Нс. Вертикальная же составляющая Z даст на ось у самолета
составляющую Zy, которая направлена теперь, примерно, на юго-
восток. Магнитная ось картушки будет стремиться установиться
в направлении равнодействующей Н' сил Не и Zy, лежащей
в плоскости картушки.
105
Фиг. 93. Северная поворотная ошибка на курсе 0°.
Фиг. 94. Северная поворотная ошибка на промежуточном
курсе.
106
Продолжая поворот самолета, рассмотрим теперь положение сил
на курсе 90°. Из фиг- 95,/, 96,/ и 97,/ видно, что составляющая Zy
направлена теперь в плоскости меридиана, образуя с горизонтом
угол <f, причем для случая, когда 7уменьше проекции горизонталь-
ной составляющей Н силы земного магнетизма, их равнодействующая
направлена к северу, т. е. компас ошибки не имеет (фиг. 95); для слу-
чая, когда Zyбольше Нс, их равнодействующая направлена к югу,
т. е. ошибка компаса равна 180° (фиг. 96); для случая же, когда Z у
равно Нс, компас теряет направляющую силу (фиг. 97). Из фиг. 95,//,
96, // и 97,//, на которых плоскость меридана совпадает с плоскостью
чертежа, имеем:
ZV = Z sin— Т sin 6 sin ф,
Hy = Н cos х = Т cos б cos ©.
Разделив первое на второе, получим:
Z„
= tg О tg i.
у
Если ф = 90— 6, то
7
-тА — tg 6 tg (90 — 6) = 1 и Zu = Hy.
у
Если <р < 90—б, то произведение тангенсов будет меньше единицы
и Zy < Нц.
Если <р> 90—б, то произведение тангенсов будет больше единицы
и Zy > Ну.
В случае, когда <ь = 90—б и Zy = Ну, полная сила земного магне-
тизма Т перпендикулярна к плоскости картушки, и ее проекция на
эту плоскость будет равна нулю: картушка находится в неустойчи-
вом равновесии. Угол ®, равный 90—6°, является, очевидно, крити-
ческим углом крена: до этого угла крена направляющая сила компаса
(направление магнитного поля) при вращении самолета на 360° будет
совершать колебания около магнитного меридиана; после этого угла
крена направляющая сила компаса вращается вместе с самолетом.
В случае, когда угол крена больше критического угла, пользоваться
компасом на разворотах, очевидно, совершенно невозможно-. Для
наших широт наклонение колеблется в пределах 60—75°, следовательно
критический угол крена для нас не так уже велик и находится в
пределах 15—30°.
Аналитическое- выражение северной поворотной ошибки можно
получить из фиг.98. На рисунке вертикальная составляющая Z силы
земногомагнетизма дает на ось у самолета проекциюZy. Вторая проек-
ция составляющей Z на рисунке не изображена, так как она направ-
лена перпендикулярно плоскости картушки и, следовательно, на
поворот картушки в ее плоскости не влияет. Составляющая Н дает
на ось х самолета проекцию Нх, а на ось у' — проекцию Н„'.
107
Фиг. 97. Северная цоворотпая ошибка на курсе 90
Ось у' лежит в горизонтальной плоскости и направлена перпен-
дикулярно оси х. Сила Ну в свою очередь дает на ось у самолета проек-
цию//,,, вторая же проекция Ни’ направлена перпендикулярно плоско-
сти картушки и на рисунке не изображена, так как она не оказывает
влияния на поворот картушки в ее плоскости. Таким образом сила Т
дает на оси х и у самолета три проекции, по направлению равнодей-
ствующей которых и будет стремиться установиться магнитная ось
картушки. Эта равнодействующая Н' составляет с осью х угол к„,
являющийся компасным курсом самолета. Из рисунка имеем:
Н„ — Z,,
tgkK = -J^.	(53)
Из того же рисунка:
Z = TsinS;
Zy = Г sin 6 sin <р;
H = Tcos6;
Ну’ = H sin кн = Т cos 6 £in км ;
Ну = Ну cos,'f — Т cos 6 sin кмcos ф;
Hx = Н cos км = Т cos 0 cos кн.
Подставляя эти значения в уравнение (53), получим:
Т cos sin Л cos ф — Т sin 6 sift ф	tg в sin в
tg/rK =-----------TcoslTcosA---------- = tgfcMcos?-----
I 1ЛЙ U LUS Л-.	It.,
гп	Л1
Таким образом выражение для северной поворотной ошибки
представляющей собой, разность [между компасным и магнитным
курсами, примет вид:
* = кК — A'M'=arctg (tg A'Mcos ®	км. (54)
Анализируя формулу для tgfcK, можно проследить, какое значе-
ние принимает северная поворотная ошибка в’некоторых частных
случаях. Например, при крене равном нулю, получим:
cos в sin ки cos 0°—sin 0 sin 0°
-------^osTcosI----------= tgkM,
т. e. kK = км и ошибка равна нулю.
В случае критического крена, т. е. когда	=90—0, получим:
, cos 0 sin fc sin 0 — sin 0 cos 9
tg kK =-------------------------------= Sin 6
1
cos kM
cos о cos к,
Из этого выражения видно, что при кн = 90°, tg кК = ос—со.
т.е. кк принимает неопределенное значение; это соответствует мо-
менту, когда проекция силы Т на плоскость картушки равна нулю,
по
Для случая, когда кн = 90э, найдем:
I. __cos 0 sin 90 cos ©—sin 0 sin© cos 0 cos tp— sin 0 sin©
i& /vk ~~-----------	--------— =------------------‘
cos 6 cos 90	0
Если ? < 90 — 9, to cos 6 cos ъ—sin 9 sin ? > 0.
Действительно, обозначив избыток между 90° и суммой углов 6
и ? через я. т. е. 90—(0 + ?) = я, найдем, что ? = 90—(а + 6). Под-
ставляя значение ? в выражение для числителя tgкк, получим:
cos 0 sin (я + 6) — sin 6 cos (а 4- 6) = sin (я 4- 0 — 0) = sin я.
Так как я > 0, то и числитель больше нуля; tgfcK
= 90° и > = 0.
— 4- 00, кк =
11!
Если же <р > 90—6, то, положив, что ». = (6 ф- о,) — 90°, найдем,
что 7 = 90 + (а — 6). Подставляя значение и в выражение для числи-
теля tgfcK, получим:
cos 6 • [— sin (а—6)] — sin 0 cos (а’— 6) = — sin [6 -| (а — 6)] = — sin а.
Так как числитель меньше HyHfl,Totg/tK =—оо, А-к=270° и v=180°.
На фиг. 99 даны графики северной поворотной поправки (т. е.
величины, обратные ошибкам) для угла наклонения 6 = 60°, что со-
ответствует в Европей-
ской части СССР району
Черного моря, а на
Дальнем Востоке—рай-
ону Владивостока. Гра-
фики составлены для
различных углов кре-
на, отмеченных на ри-
сунке. По оси абсцисс
от л оже ны маг нит ные
курсы самолета, по оси
ординат — поправки.
По графикам можно
проследить, как ведет
себя проекция Н' силы
Т, в направлении ко-
торой стремится уста-
новиться магнитная ось
картушки при разво-
роте самолета на 360°.
На северном курсе
все крены самолета дают
положительную поп-
равку; при этом проек-
ция Н’ вращается в ту
же сторону, что и са-
молет, вследствие чего
компас может указать
при большом крене по-
ворот в сторону, обрат-
ную той, в которую
востоку, для кренов
Фиг- 100 Графики северной поворотной ошибки
для различных компасов.
поворачивает самолет. С поворотом к
ниже критического, поправка сначала будет несколько возра-
стать, а затем уменьшаться, достигнув на курсе 90° нуля; для
кренов выше критического за время поворота самолета на 90° сила Н"
повернется на 180е, т. е. на курсе 90е поправка будет равна 180°;
во время дальнейшего поворота к югу сила Н' для кренов ниже кри-
тического будет направлена к северо-западу, для кренов выше кри-
тического сила эта перейдет из южной в [юго-западную и затем в
северо-западную четверть; при повороте к западу поправка начнет
112
уменьшаться и на курсе 270° будет равна нулю для любого крена;
за время разворота самолета на 270° сила Н' для кренов выше кри-
тического повернется на 360°. При возвращении самолета к северу
картушка снова начнет уходить к востоку. Таким образом для кренов
ниже критического сила Н' при полном развороте самолета на 360°
совершает колебания около меридиана; для кренов выше критического
она вращается вместе с самолетом так, что компас в этом случае сна-
чала показывает поворот в обратном направлении, а затем вовсе не
показывает поворота.
Нами разобран случай, когда самолет от севера разворачивается
вправо и через восток,юг и запад возвращается к северу. Если самолет
будет разворачиваться влево, то характер поправки останется та-
ким же, как и при правом развороте, т. е. точки на графике, соот-
ветствовавшие курсу 90°, теперь будут соответствовать курсу 270°,
точки же, соответствовавшие на графике курсу 270°,теперь будут со-
ответствовать курсу 90°. Таким образом, курсы, отложенные на гра-
фике по оси абсцисс, являются углами, на которые самолет развора-
чивается (считая углы от севера вправо или влево, в зависимости от
того, в какую сторону производится разворот).
Опыт показывает, что северная поворотная ошибка присуща
в одинаковой степени всем типам существующих компасов. На фиг. 100
даны графики показаний различных компасов, записанные фото-
киноаппаратом при разворотах самолета на 360°. Испытания про-
водились^ Америке инженерами Дрепер и Кук. Кривые I относятся
к периодическим компасам с небольшим декрементом, кривые II—
к компасам с несколько большим декрементом, кривые III — к апери-
одическим компасам. Из фигуры видно, что от северной поворотной
ошибки не избавлен ни один тип компаса. Правда, периодические
картушки дают еще колебания около теоретической кривой поправок,
в то время как апериодический компас их не дает, но общий характер
поправок остается одинаков. От севернЪй поворотной ошибки можно
было бы избавиться, сделав компас с достаточно большим периодом
затухания, значительно большим, чем период вращения самолета.
Тогда картушка такого компаса не успела бы далеко уйти от меридиана
до завершения полного оборота самолета. Однако большой период
затухания приведет к тому,что после случайных отклонений от мери-
диана картушка будет возвращаться к нему очень медленно; кроме
того, будет иметь место большое увлечение.
10. ПОЛЬЗОВАНИЕ КОМПАСОМ В ПОЛЕТЕ
При строгом сохранении самолетом режима горизонтального по-
лета, т. е. при соблюдении высоты, курса и отсутствии поперечного
крена, пользование магнитным компасом не представляет никаких
затруднений: отсчет по компасу в любой момент полета дает компас-
ный курс, по которому, пользуясь графиком перевода курсов, можно
немедленно получить магнитный курс. Однако даже в спокойную
погоду самолет, идя по курсу, никогда не выдерживает строго пря-
мой; совершая случайные колебания около средней линии своего
Ратц ч. I—22—8	113
полета, самолет все время отступает от этой линии и летит как бы
внутри трубы, радиус которой зависит от целого ряда факторов:
аэродинамических свойств самолета, искусства пилота, состояния ат-
мосферы, качества приборов, по которым соблюдается режим полета
и т. д. В связи с этим будут также колебаться около среднего отсчета
и показания магнитного компаса, причем эти колебания зависят
от соблюдения, во-первых, курса самолета, во-вторых — продольного
и поперечного кренов самолета
и, в-третьих, — режима ско-
рости.
Влияние первой причины
совершенно понятно: изменение
курса должно сказаться на по-
казании компаса, причем на
быстроту реагирования компаса
существенное влияние окажут
характеристические данные его.
Если изменение курса не со-
провождается изменением кре-
на, т. е. совершается плоский
разворот, то картушка компаса
получит некоторое отклонение
от меридиана. Причина заклю-
чается в том, что, так как точка
О (фиг. 101) подвеса картушки
не лежит на одной вертикали с
ее центром тяжести А (что сде-
лано для уравновешивания
л* вертикальной составляющей Z
силы земного магнетизма, стре-
мящейся наклонить северный
конец магнитной стрелки на
угол наклонения), то центро-
бежная сила F, развивающаяся
при поворотах (виражах) са-
молета, действуя в направле-
Фиг. 101. Поведение картушки на
вираже на северном курсе.
7—горизонтальная плоскость,
2—направление виража-
Фиг. 102. Поведение картушки 'на
вираже на западном курсе.
/—горизонтальная плоскость, нии центра тяжести картушки,
2—направление виража. а создаст вращающий момент,
отклоняющий картушку от ме-
ридана северной ее стороной внутрь виража. Из фиг. 101 и 102 видно,
что ошибка от этого имеет максимум на курсах N и S, когда сила F •
направлена перпендикулярно меридиану, и переходит через нуль
на курсах Е и W, когда сила F направлена вдоль меридиана. Плос-
кий разворот не может совершаться с большой угловой скоростью.
Поэтому практически этот момент не имеет значения по своей малости.
Можно считать, что компас отметит новый курс самолета в пределах
точности, зависящей от характеристики компаса; если же изменение
курса, т. е. поворот самолета, сопровождается соответствующим кре-
114
нОм, то имеет, место северная поворотная ошибка компаса, завися-
щая от курса самолета.
Наличие поперечного крена самолета, если при этом не меняется
курс самолета, т. е. если картушка остается горизонтальной, влечет
за собой изме-нение креновой девиации, величина которой вообще за-
висит от курса, т. е. создает колебания картушки на курсе. Наличие
продольного крена, т. е. придание самолету различных углов атаки,
влечет за собой изменение креповой девиации, зависящей от курса,
т. е. опять создает колебания картушки на курсе.
Несоблюдение режима скорости и продольный крен в момент его
образования влекут за собой такую же’ошибку, как и разворот
самолета без крена, так как ускорения, развивающиеся при этом,
действуют по направлению центра тяжести картушки и создают
вращающий момент, зависящий от курса. Ошибки от этого дости-
гают максимума на курсах
Е и W и переходят через нуль
на курсах N и S.
Таким образом колебания
показаний компаса в полете по
прямой зависят от колебаний
самолета на курсе и от попереч-
ных и продольных кренов. Если
атмосферные условия благо-
приятны, ТО колебания картуш- Фиг- 103. Изолинии критических кренов
ки обычно невелики (±2, ±3°);	ДЛЯ Европы и Азии,
если же атмосферные условия
неблагоприятны, то колебания эти могут достигать значитель-
ной величины (±20° и выше). При этих условиях, пользоваться
компасом для определения и сохранения курса довольно затруд-
нительно. Поэтому пилот для сохранения курса обычно, если
есть возможность, наблюдает за каким-нибудь неподвижным объек-
том, например за удаленным земным ориентиром, звездой и т. п.
Заметив взаимное положение деталей (контура) самолета и этого
объекта при показании компаса в тот момент, когда режим полета
соблюдается хорошо, в дальнейшем пилот должен вести самолет,
соблюдая одно и то же взаимное расположение объекта и деталей са-
молета, изредка проверяя по компасу правильность курса. По проше-
ствии некоторого времени (3—10 мин.) необходимо ориентир либо
сменить, либо заметить его новое положение, так как при приближе-
нии ориентир изменит свое положение относительно самолета.
Если полет совершается вне видимости земли или неба, то для
сохранения курса пилот должен пользоваться, кроме магнитного
компаса, и другими приборами (гирополукомпасом, указателем
поворота и др.), не обладающими ошибками магнитного компаса.
Для определения курса, по которому фактически следует самолет,
штурман должен периодически наблюдать за компасом. Серия на-
блюдений, произведенных непрерывно, с небольшими интервалами
в несколько секунд, может довольно точно указать средний компасный
115
курс самолета. Иногда необходимо знать не средний курс самолета
за некоторый промежуток, а курс в момент измерения. В таком слу-
чае не рекомендуется снимать показание компаса, если в нужный мо-
мент имел место крен, а лучше повторить наблюдение.
Начпас показв/бает угол .
поворота меньше деиапви- f
телЬного	/
Д' /
ОшМамгновенно^_
равна нулю I
W-
^Компас показЬ/вает угол
i поворота меньше действо-
\ у телЬного
'	\ N
Ошибка мгновенно
равна нулю
---Е----
\	Н
Компас показМает угол nolo- [
рота оалЬше действительного '
N
\ '
\ Компас локазЬ?вае/пиго/? пово-
рота далЬсие действительного
N
При любамповороте компас пфеоцениваел] ловсрст.
tn. е. показЬ/вает угол поворота больше действительного
Фиг 104* Схема поведения компаса на различных курсах и при
различных виражах.
Наконец, укажем, как пользоваться компасом для разворота. Из
сказанного выше о северной поворотной ошибке вытекаем, что произ-
водить разворот точно на нужное число градусов по магнитному
компасу совершенно невозможно1.
Для того же чтобы получить возможно меньшие ошибки, необ-
ходимо прежде всего при развороте не переходить через критический
крен, зависящий от магнитной широты места. Этим мы гарантируем
при полном развороте самолета на 360° колебания картушки около
меридиана, но не вращение ее вместе с самолетом. На фиг. 103 изо-
бражены линии критических кренов для СССР.
На фиг. 104 показано, как ведет себя компас при разворотах на
различных курсах. Рисунок относится только к кренам ниже крити-
1 Если отбросить влияние на показание компаса его характеристических
особенностей (увлечения, застоя, затухания и т. п.), а также девиацию, то на
магнитном экваторе, где вертикальная составляющая Z равна нулю, такой раз-
ворот теоретически возможен, так как северной поворотной ошибки там нет.
116
ческих. Стрелки по окружности указывают различные направления
„ращения самолета, надписи у стрелок — поведение компаса. Стрелки
со значком N показывают, куда в каждом данном случае отклонится
северный конец магнитной оси картушки компаса.
Итак, мы видим, что с приближением к северным широтам поль-
зование магнитным компасом делается все труднее. В арктических
широтах величина критического крена очень мала, на Новой Земле
она равна примерно 10°, кроме того, величина горизонтальной состав-
ляющей Н земного поля составляет там величины порядка меньше
0,1 эрстеда; если к этому прибавить еще и большие величины склоне-
ний, то будет ясно, что магнитный компас почти непригоден для
Арктики. В последние годы конструкторская мысль работает над
созданием компаса для Арктики, основанного не на магнитном прин-
ципе.	9
11. ОПИСАНИЕ НЕКОТОРЫХ КОМПАСОВ
Фиг-' 105. Компас АН-4
обший В|1Д).
Компас АН-4 изображен на фиг. 105 и 106. Картушка ком-
паса горизонтальная; отсчет производится с помощью четырех
затухателей, несущих на себе цифры
0,1, 2 и 3. Углы между затухате-
лями 0 и 1, 1 и 2, 2 и 3 равны
по 100°, угол между затухателя-
ми 0 и 3 равен 60°. К котелку
компаса прикреплена стоградусная
шк>ла, разградуированная через 1°.
Деление 50° шкалы заменяет собой
курсовую черту. При отсчете курса
число сотен градусов дает цифра на
затухателе, установившемся против
шкалы, число десятков и единиц —
цифра на шкале против затухателя.
Картушка компаса поплавковая,
изготовленная для лучшего демпфи-
рования в виде «юбочки»; она несет
одну пару магнитов. Колонка амор-
тизирована винтовой пружиной.
Котелок имеет компенсационную
камеру, состоящую из мембраны и
компрессивную камеру, в которую
через специальный краник дается
дополнительное давление воздуха
0,4—0,5 ат. Снизу к котелку прикреплен девиационный прибор для
уничтожения полукруговой девиации. Удлинители заканчиваются
квадратным вырезом, в который может быть вставлен ключик для
их вращения. Ключик привинчивается к фланцу котелка. Компас
наполнен лигроином. Доливается компас через отверстие сбоку ко-
телка, закрытое пробкой со свинцовой прокладкой. Лампочка для
освещения помещена сверху котелка. Компас крепится тремя бол-
117
тами с помощью крепежного кольца, надетого на котелок ком-
паса;
Основные характеристические данные компаса при 15° С следую-
щие:
декремент затухания около 5,
время успокоения около 26 сек.,
угол увлечения при скорости вращения компаса 1 оборот в 10 сек.
составляет 5°,
застой — меньше Г.
Фиг- 106. Компас АН-4.
/—разрез. II—вид сверху, III—картушка.
Компас А-4. Компас этот (фиг. 107) является дальнейшей моди-
фикацией компаса АН-4. Особенности его следующие:
1) наличие кольцеобразной уводящей камеры в верхней части
котелка (см. также фиг. 26) и отсутствие всякого рода мембран, ком-
прессивных камер и т. п., почему компас значительно проще
в эксплоатации;
118
2) оригинальное освещение лампочкой в торец плоско-параллель-
ного дискообразного стекла. Торец покрыт белой краской, в резуль-
тате чего шкала прибора получает мягкое освещение.
для эксплоатации на больших высотах компас А-4 имеет боль-
шие преимущества перед многими другими современными компасами.
Компас К-5 (фиг. 108 и 109). Это путевой компас, пред-
назначенный для установки в кабине пилота. Картушка компаса —
горизонтальная; она несет четыре затухателя; два расположены
Фиг- 107. Компас А-4.
параллельно магнитам, а два — перпендикулярно им. Таким обра-
зом затухатели направлены всегда на компасный север, юг,
запад и восток; три затухателя имеют соответствующие надписи:
S, Е и W; затухатель, направленный на север, для удобства
наблюдения выполнен в виде стрелки. Сверху на котелок компаса
надет азимутальный круг, разградуированный на 360° с ценой де-
ления в 2° и связанный жестко со стеклом и двумя латунными нитями,
пропущенными под стеклом, параллельно линии 0—180° круга.
Стекло азимутального круга служит только для предохранения этих
нитей от повреждений (для создания герметичности котелка служит
другое стекло). Азимутальный круг можно вращать от руки, если
ослабить стопорный винт сверху компаса. Этим же винтом круг сто-
порится в любом положении. Внутри котелка имеется курсовая черта.
Для отсчета курса необходимо азимутальный круг повернуть, чтобы
нити круга стали параллельно затухателям N и S картушки; при
этом курс прочтется на аз мутальном круге против курсовой черты.
Чтобы взять какой*либо курс, пилот устанавливает его на азиму-
тальном круге против курсовой черты и поворачивает самолет до
119
Фиг. 108. Компас К-5 (общий вид).	ф„г. )09 Компас
I—разрез, II—вид сверху, III—картушка.
ПОр, пока латунные нити не станут параллельно затухателям N
Teg картушки; при этом во избежание ошибки на 180° необходимо
'ледить за тем, чтобы N на азимутальном круге и стрелка (т. е. N)
еатухателя расположились с одной стороны- Такое устройство
Удобно для ведения самолета по курсу; действительно, пилоту
Фиг. 110. Компас КИ-6 (общий вид).
Фиг- 111. Компас КИ-6 (разрез).
необходимо перед выходом на курс установить на этот курс
азимутальный круг и в дальнейшем следить только за тем, чтобы
соблюдалась параллельность путевых нитей и затухателей картушки,
не стараясь запоминать курс.
В остальном компас К-5 по конструкции почти не отличается от
компаса АН-4; разница только в том, что, во-первых, компенсацион-
ная камера компаса К-5 состоит из двух мембранных коробок,
а не одной, и, во-вторых, что компас этот не имеет освещения.
Основные характеристические данные компаса К-5 при 15° С сле-
дующие:	121
декремент затухания около 4,
время успокоения около 25 сек.,
угол увлечения при скорости вращения компаса 1 оборот в 10 сек.
равен 5°,
застой меньше 1°.
Компас КИ-б изображен на фиг. ПО и 111. Это путевой
компас, предназначенный для установки на приборной доске в ка-
бине пилота. Вертикальная картушка компаса несет на себе лимб,
разградуированный на 360° с ценой деления в 5°. Курс отсчиты-
вается непосредственно по картушке против курсовой черты, уста-
новленной между стеклом и картушкой.
Компас предназначен для истребительных самолетов, ноегоможно
устанавливать и на самолетах других типов.
Фиг. 112. Компас КИ-10.
(вид спереди).
7—основная лампочка,
2—запасные лампочки.
Фиг- 113- Компас КИ-10 (вид сбоку).
Картушка компаса поплавковая с одной парой магнитов, колонка
амортизирована винтовой пружиной. Котелок имеет компенсацион-
ную камеру из мембранной коробки, которая предохраняется от
повреждений крышкой. Девиационный прибор для уничтожения
полукруговой девиации помещается сверху котелка, удлинители при-
бора выходят вперед, заподлицо с передней крышкой. Удлинители за-
канчиваются шлицами под отвертку. У некоторых серий этих компасов
снизу котелка имеется еще девиационный прибор для уничтожения
четвертной девиации. Бруски железа приближают и удаляют, вра-
щая отверткой удлинитель, выведенный также наружу, заподлицо
с крышкой. Заливается и доливается компас лигроином через имею-
щееся сверху отверстие. К приборной доске компас крепится с по-
мощью стандартного крепежного кольца 0 80 мм (см. также фиг. 29).
В компасы последних типов введено освещение; электрическая
лампочка помещается в котелке над курсовой чертой и освещает
курсовую черту и прилегающую к ней часть картушки.
Основные характеристические данные компаса КИ-6 при 15° С
следующие:
122
декремент затухания около 3,5,
время успокоения — 25 сек.,
угол увлечения при скорости вращения 1 оборот в 10 сек. равен
15-20°,
застой меньше li2°<
Компас КИ-10, изображенный на фиг. 112 и 113, является даль-
нейшей модифйкацией компаса КИ-6. К отличиям этого компаса
относятся: уводящая камера в верхней части котелка (см. также
фиг. 25) и освещение курсовой черты и шкалы.
В корпусе компаса имеются, кроме основной лампочки, две за-
пасные, помещенные по обе стороны от основной лампочки.
В нижней части корпуса находится винт, необходимый при
питании компаса от сети в 12 V. Если сеть самолета имеет источ-
ник питания в 24 V, винт нужно вывернув *и удалить. Компас
КИ-10 хорошо ведет себя на высотах порядка 10000 м.
Компас ф и р м ы «А э р а» т и п С. Этот путевой компас
(фиг. 114 и 115) предназначен для установки перед пилотом (на
уровне его глаз). Компас имеет вертикальную картушку с ценой
деления в 5°. Особенности его следующие.
1. Компенсационные камеры, вы-
полненные в виде сильфонных ко-
робок.
2. Девиационный прибор для
уничтожения полукруговой девиа-
ции (фиг. 116). Прибор этот имеет
оригинальную конструкцию: маг-
ниты 7-7 и 3-3 служат для уничто-
жения силы СМ3. Магниты 2-2 и
4-4— для уничтожения силы В1Н.
При вращении гаек 6 и 7 магниты
могут передвигаться вместе с дер-
жателями 5 по направлению к этим
гайкам и от них; при этом винты,
вращающиеся вместе с гайками и
имеющие по обе стороны гаек обрат-
ные нарезки, передвигают держа-
тели с магнитами вдоль кулисы;
кулиса находится под винтом и на Фиг. 114 Компас фирмы «Аэра,(
рисунке не видна. Прибор обла-	тип С.
дает большой чувствительностью, так
как шаг нарезки винтов очень невелик, и большой угол вращения
винтов б и 7 соответствует очень небольшому перемещению держате-
лей с магнитами. При нейтральном нулевом положении прибора
магниты придвинуты друг к другу в торец одноименными полюсами.
Раздвигая магниты, мы тем самым изменяем магнитное поле.
3. В компасе имеется прибор для уничтожения четвертной девиа-
ции (фиг. 117). Компенсаторами являются железные полукольца 4,
раздвигающиеся при вращении винта 7. Удаление их друг от друга
123
Фиг. 115. Компас фирмы *Аэра»,[тип С (разрез).
7—котелок из стекла, 2—сильфоны (мембранные коробки), 3—картушка,
4—прибор для уничтожения полукруговой девиации, 5—прибор для уни-
чтожения четвертной девиации; б—электролампочка, 7—кронштейн.
Фиг. 116. Прибор для уничтожения полукруговой'"девиации.
124
уничтожает силу D1H. Нейтральное положение прибора достигается
регулировкой зазора между полу-
кольцами. Сила Е1Н уничтожается
поворотом полуколец вокруг вер-
тикальной оси (на фиг. 117 эта ось
перпендикулярна плоскости черте-
жа) с помощью подставки 2, кото-
рая фиксируется на определенном
угле поворота винтом 3.
4. Кронштейн компаса позво-
ляет крепить его и к горизонталь-
ной (потолку самолета) и к верти-
кальной установке. Кронштейн
жестко связан с крепежным коль-
Фиг. 117. Прибор для уничтожения
четвертной девиации.
цом, в котором котелок компаса можно поворачивать на величину
Фиг. 118. Компас <'Аэра», тип СН.
установочной ошиб-
ки, пользуясь шкалой
на кольце и индексом
на котелке.
Компас фи рмы
«А эра», тип СН
(фиг .118) — штурма н-
ский, но может быть
использован и как пу-
тевой.Он имеет азиму-
тальный круг с нитя-
ми наподобие компа-
са К-5 завода им. С.
Орджоникидзе. Кар-
тушка компаса раз-
градуирована на 360°
с ценой деления в 2°.
Кроме того, на кар-
тушке нанесены две
линии, параллельные
магнитам. К котелку
прикреплена курсо-
вая черта. Таким об-
разом, во-первых,
можно в любой мо-
мент отсчитывать
курс по делениям
картушки, что необ-
ходимо штурману;
во-вторых, можно ве-
сти самолет по курсу,
соблюдая параллельность линий, нанесенных на картушке, и нитей
азимутального круга, что удобно пилоту. В котелке имеется еще
125
шкала, разградуированная в обе стороны от курсовой черты до 40°
с ценой деления в 2°. Установив треугольный индекс, передвигае-
мый от руки против угла сноса по этой шкале, мы прочтем на азиму-
тальном круге против этого же индекса компасный путевой угол,
j Компас снабжен съемным пеленгатором, пользуясь которым можно,
визируя какой-либо предмет, сразу получать компасный пеленг
этого предмета. Отсчитывать компасный пеленг можно по азимуталь-
ному кругу или непосредственно по картушке, визируя сквозь ди-
оптры пеленгатора. Чтобы
пеленгование было возмож-
но, компас должен быть
установлен на самолете на
открытом месте (наверху ка-
бины), или у окна.
Компас имеет арретир,
позволяющий застопорить
картушку, когда в компасе
нет надобности. Кроме того,
компас снабжен девиацион-
ными приборами для уничто-
жения полукруговой, четверт-
ной и креновой девиаций.
Основные характеристи-
ческие данные компаса сле-
дующие:
декремент затухания 4, 5,
время успокоения около
.20 сек-,
увлечение: при скорости
вращения в 1 оборот в 30
сец., после 5 оборотов откло-
нение картушки от меридиана
составляет 2°.
Фиг. 119. Компас «Пионер», тип 145.
Компас имеет регулируемое реостатом освещение.
Компас «П и о н е р», т и п 145 (фиг. 119) путевой, но может быть ис-
пользован как штурманский. Он имеет комбинированную картушку—
вертикальную и горизонтальную — с ценой деления в 5°. Компас
снабжен девиационным прибором для уничтожения полукруговой
девиации. Основные характеристические данные этого компаса сле-
дующие:
декремент затухания около 3, 5,
время успокоения около 30 сек.
Сухой компас. Завод выпустил компас без жидкости, или
сухой компас (фиг. 120). Компас этот в эксплоатации обещает быть
значительно проще жидкостных компасов.
Демпфирование картушки осуществлено здесь массивным демп-
фером из красной меди. При движении картушки в демпфере возникают
токи Фуко, поле которых, взаимодействуя с полем магнитов, тормо-
126
зит движение последних. Кресто-
образным расположением магнитов
достигается одинаковая степень
демпфирования картушки относи-
тельно любой из ее горизонталь-
ных осей.
В компасе применена доволь-
но сложная система амортизации
демпфера в горизонтальной плос-
кости и амортизации всего котелка
в вертикальной плоскости.
На фиг. 121 изоб раже ны г рафики•
затухания картушки сухого ком-
паса. Из графиков видно, что ком-
пас имеет очень небольшое время
успокоения, что должно обеспе-
чить хорошее поведение картушки
в полете.
12. УСТАНОВКА КОМПАСА
НА САМОЛЕТЕ
К установке компаса на само-
лете предъявляются следующие об-
щие требования:
1. Пилот должен хорошо видеть
компас, не меняя положения го-
ловы и даже - не скашивая глаз.
Фиг. 120. Сухой компас.
30-
45-
~6	’	' Ticek
Фиг. 121. Графики затухания
сухого компаса-
Поэтому лучше всего
пользоваться компа-
сом с вертикальной
картушкой и устанав-
ливать его на при-
бо'рной доске в верх-
ней ее части прямо
против пилота. До-
вольно часто встре-
чается установка у
пилота компаса с го-
ризонтальной кар-
тушкой в стороне или
внизу приборной дос-
ки; такая установка
неудовлетворитель на,
так как пилоту при-
ходится часто отвле-
кать внимание от остальных приборов, расположенных на доЛ<е.
2. Штурман должен хорошо видеть компас, не меняя положения
головы; при наблюдениях и промерах, связанных с использованием
127
визира (или прицела) штурман должен видеть компас, не отрывая
головы от визира, а только скашивая глаза. Такому требованию
лучше всего удовлетворяет установка компаса прямо перед рабочим
местом штурмана, несколько ниже уровня его глаз. Однако, устано-
вить компас прямо впереди не всегда возможно, и тогда его отодви-
гают немного в сторону.
3.	Компас должен быть установлен по возможности вне различных
магнитных силовых полей, имеющихся на самолете; выше было ока-
зано, что действие бруска стали на магнитную стрелку обратно про-
порционально кубу расстояния; поэтому иногда достаточно отодви-
нуть компас от источника магнитного поля на несколько сантиметров,
чтобы добиться желательных результатов. Кроме того, необходимо
рационально использовать и разместить стальные детали и электри-
ческие источники магнитных полей в самолете, не создавая излишних
трудностей для работы компаса; электрические приборы нужно обя-
зательно экранировать, а электропроводку постоянного тока вести
бифилярную, переплетая провода плюса с проводами минуса.
4.	Установка компаса должна быть достаточно жесткой и не должна
допускать вибрации его. В некоторых случаях, если вибрации са-
молета велики, следует предусмотреть резиновую амортизацию
компаса.
5.	Установка компаса должна обеспечивать легкий доступ к де-
виационным приборам.
6.	Компас нужно устанавливать так, чтобы был легко доступен
стопорный винт его крепежного кольца для легкого и быстрого ис-
правления установочной ошибки.
7.	Ночное освещение компаса должно быть приятно для глаза,
не должно давать бликов; освещена должна быть только курсовая
черта и прилегающая к ней часть картушки компаса.
Курсовая черта компаса должна находиться в плоскости, парал-
лельной плоскости симметрии самолета. Так как это не всегда удается
сразу, то компас должен иметь приспособление, позволяющее пово-
рачивать его на определенное число градусов после выявления уста-
новочной ошибки (из анализа остаточной девиации).
При горизонтальном полете колонка компаса должна стоять вер-
тикально, т. е. быть перпендикулярной к плоскости картушки.
В непосредственной близости от компаса, в специальной кассете,
должен быть укреплен график перевода курсов. Для предохранения
от повреждений график прикрывается целлулоидом.
Осветительное оборудование всех современных компасов пред-
назначено для питания от самолетной сети; поэтому вблизи компаса
должна быть предусмотрена розетка, в которую вставляется вилка
со шнуром от компаса. Если компас своего освещения не имеет,
лампочку устанавливают в кабине самолета на борту, на приборной
доске и т. п. В этом случае удовлетворить требованию п. 7 настоящего
параграфа очень трудно.
ГЛАВА III
ГИРОСКОПИЧЕСКИЙ ПОЛУКОМПАС
1. ИСТОРИЧЕСКАЯ СПРАВКА
Ошибки склонения, девиация, северная поворотная ошибка, не-
устойчивость картушки магнитного компаса на курсе, — все эти
причины уже давно заставили конструкторскую и изобретательскую
мысль настойчиво искать путей создания типа компаса, не связан-
ного с магнитным полем земли. В морском флоте одним из самых рас-
пространенных компасов после магнитного является гироскопиче-
ский компас, показывающий курс судна непосредственно от истин-
ного (географического) меридиана.
Гироскопический компас был изобретен несколько десятков лет
назад, когда появилась техническая возможность применить на прак-
тике свойства гироскопа, указанные еще в середине прошлого столе-
тия физиком Фуко. Для возможности использования гироскопа в ка-
честве компаса необходимо сообщить ему и в дальнейшем поддержи-
вать громадную скорость вращения (порядка 6000—10000 об/мин.).
Гироскопический компас быстро завоевал себе права основного
компаса на подводных лодках и больших военных кораблях, где
влияние железа обшивок, рубок и брони давало себя чувствовать
в магнитном компасе особенно остро.
Наибольшее распространение получили американские гироком-
пасы Сперри, по образцу которых в настоящее время изготовляются
гирокомпасы и у нас в Союзе.
Однако гирокомпасы не получили применения в авиации, во-
первых, из-за своих больших весов и.габаритов; уменьшить эти веса
пока не представляется возможным, не снижая точности работы ком-
паса; второй причиной, тормозящей использование гирокомпаса
в авиации, являются очень большие ускорения, развивающиеся
в самолете.
Фирма Сперри около десяти лет тому назад выпустила прибор,
названный ею гирополукомпасом.
Прибор этот не имеет направляющей силы, т. е. не указывает по-
стоянного направления относительно земных объектов; он лишь дает
возможность в продолжение сравнительно короткого промежутка
времени (10—15 мин.) выдерживать какой-то курс с точностью
до 2—3°.
Ратц ч. 1—22—9
129
Так как в течение этого, хотя и короткого, промежутка времени
прибор показывает курс довольно точно, не давая при этом практи-
чески значительных ошибок, то он получил широкое распространение
в авиации. Однако гирополукомпас не вытеснил магнитного ком-
паса, а используется в сочетании с последним.
2. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ЭЛЕМЕНТАРНОЙ ТЕОРИИ ГИРОСКОПА
Гироскопом называют тяжелое вращающееся тело, могущее из-
менять положение оси вращения в пространстве.
Гироскоп, у которого
• центр тяжести совпадает с
неподвижной точкой при лю-
бом изменении положения
оси вращения, называется ас-
татическим. На фиг. 122
изображен обычный лабора-
торный астатический гиро-
скоп.
Волчок, или ротор, ги-
роскопа может вращаться с
большой угловой скоростью
вокруг оси хх. Вместе с внут-
ренним кольцом ротор может
вращаться вокруг оси уу.
Наконец, вместе с внутренним
и наружным кольцами ротор
может вращаться вокруг
оси zz.
Такой гироскоп, обладаю-
щий, как говорят, тремя
степенями свободы, называют
свободным гироскопом.
Очевидно, неподвижной
точкой астатического гирос-
копа При любом возмож-
ном вращении будет точка
пересечения трех его осей,
совпадающая с центром тя-
жести прибора.
Свободный гироскоп, ротору которого сообщено быстрое вращение,
обладает замечательными свойствами, с успехом используемыми не
только в гирополукомпасе, но и во многих других гироскопических
приборах. Свойства эти следующие.
1. Если приложить к одному из двух колец гироскопа вращающий
момент вокруг оси у или z, то гироскоп повернется вокруг другой
из этих двух осей; например, стремление повернуть ротор гироскопа
вместе с внутренним кольцом вокруг оси у вызовет поворот всего
гироскопа вокруг оси z. Это парадоксальное на первый взгляд
Фиг. 122- Лабораторный гироскоп.
7—ротор, 2—внутреннее кольцо, 3—наружное
кольцо.
130
явление называется прецессией, а движение гироскопа под
влиянием моМента — прецессионным.
2. Прецессионное движение гироскопа тем медленнее, чем быстрее
вращается ротор гироскопа. При достаточно большом числе оборо-
тов ротор приобретает настолько большую инерцию, что небольшие
внешние моменты (например,
трение в подшипниках колец)
заставляют гироскоп прецесси-
ровать крайне медленно. Поэто-
му принято говорить, что ротор
гироскопа сохраняет направле-
ние оси своего вращения неиз-
менным в пространстве.
3. Кроме прецессионного дви-
жения, гироскоп под влиянием
того же внешнего момента полу-
чит еще и нутационное
движение, заключающееся в колебании конца оси хх ротора, причем
при достаточно большой скорости вращения ротора колебание это,
или нутация, имеет весьма малую амплитуду и для глаза незаметно.
Применить в гирополукомпасе ту принципиальную схему гиро-
скопа, которая изображена на фиг. 122, для указания направления
относительно земли нельзя по двум причинам. Во-первых, нельзя
изготовить такой гироскоп, к которому не были бы постоянно при-
ложены внешние моменты в виде трений в
осях, вызывающие прецессионное движение
колец гироскопа. Во-вторых, ротор гиро-
скопа, сохраняя неизменным направление
оси своего вращения в пространстве, полу-
чает какое-то вращение относительно земли.
Таким образом свободный гироскоп не мо-
жет служить указателем курса, так как не
может сохранять направления оси своего
вращения неизменным относительно земли,.
Перейдем к математическому анализу
гироскопа. Из механики известно, что, если
движения свободного
точка М имеет относительную скорость vr при вращении вместе со
средой с угловой переносной скоростью ш, то точка эта приобретает,
кроме относительного и переносного, еще добавочное Кориолисово
ускорение, геометрически равное удвоенной вращательной скорости
конца вектора относительной скорости vr (фиг. 123) (см. Нико-
лаи, Теоретическая механика, ГИЗ, 1930, ч. II).
Таким образом:
jK - 2и = 2 vr
Здесь /„ — Кориолисово ускорение;
и — скорость конца вектора относительной скорости;
w — угловая переносная скорость среды;
vr — относительная скорость точки М.
(55)
131 .
Кориолисово ускорение /„ направлено перпендикулярно к отно-
сительной скорости vr и лежит в плоскости, перпендикулярной оси
вращения oz.
Если вектор vr лежит в плоскости, не перпендикулярной оси вра-
щения, то формула (55) приобретает следующий вид:
/к= 2yrw sin а.
Здесь а— угол между вектором vT и осью вращения (фиг. 124).
Противоположно
Фиг- 125.
ускоре-
нию направлена Кориолисо-
ва сила инерции.
Рассмотрим вращение с
угловой скоростью □ элемен-
тарной материальной точки
А(х, у, z с массой dm вокруг
оси ох в системе координат
oxyz (фиг. 125).
Среда, в которой движется
точка А, вращается вокруг
оси z с переносной угловой
скоростью <о. Координата х
принята равной нулю, что на
дальнейший ход рассуждения
влияния не окажет. В резуль-
тате точка А приобретает
Кориолисово ускорение
/к = 2пгш sin а = 2уи<и.
Здесь vv — составляющая от-
носительной скорости vr точ-
ки А.
Направление Кориолисова
ускорения указано на фигуре. Умножив величину Кориолисова
ускорения на массу точки А, найдем Кориолисову элементарную
силу инерции:
dFK = 2vyu> dm.
Выразив Vy через координаты точки А и угловую скорость ее вра-
щения, найдем:
~ - 4’ vv = ~z = Qz, dFK = 2w2zdm.
£	г
Моменты этой элементарной силы относительно осей координат
будут:
dMx - О,
dMv = — dFK z = — 2<uSz2 dm,
dMz = dFK у — 2(oQyz dm.
 132
За положительное направление нами принято вращение по часо-
вой стрелке.
Перейдем теперь от элементарной точки к телу. Для этого необ-
ходимо взять интеграл по объему тела от написанных выражений
для элементарных моментов. Получим:
Мх = О,
Му = — 2шй J" z2 dm	(56)
Mz = 2u>2 yz dm
fzl dm и fyzdm представляют собой моменты инерции тела: пер-
вый — относительно плоскости уох, второй — центробежный момент
относительно осей у и z- Момент fyz dm обращается в нуль, если
оси у и z являются главными осями тела вращения, что имеет место
в гироскопе, применяемом в гирополукомпасе.
Кроме того, в гирополукомпасе применяется ротор, для которого
ось х является осью симметрии. В таком случае можно написать:
У z2dm = у y2dm.
Отсюда, принимая во внимание, что г2 = z2 + у2 (фиг. 125), можно
написать:
J г2 dm = I"(у2 + z2) dm = 2 J z2 dm.
Подставляя это выражение в формулу (56), для Му найдем:
Му = —йш у r2dm.
Обозначив f г2 dm через J, получим
=	(57)
Момент Му называется гироскопической реакцией (эта
реакция выражается в давлении оси на подшипники гироскопа).
Произведение JQ называется кинетическим моментом
гироскопа; оно представляет собой момент количества движения
ротора гироскопа относительно главной оси хх вращения ротора.
Величина ш представляет собой угловую скорость прецессии ги-
роскопа, а все выражение (57) является аналитическим выражением
закона прецессии.
Все три величины Mv, Jti и w могут быть представлены по правилу
механики в виде векторов, что сделано на фиг. 126.
Таким образом, .если ротор, вращающийся со скоростью 2, заста-
вить вращаться или, как говорят, прецессировать вокруг оси z, то
эта прецессия вызовет гироскопическую реакцию.
Чтобы определить направление вектора этой реакции, необходимо
повернуть вектор прецессии на 90° в сторону вращения ротора
(фиг. 126)-
133
Если мы в выражении (57) изменим знак на обратный, то получим:
MV=JQ<». I
(58)
Здесь Му является уже не гироскопической реакцией, а внеш-
ним моментом, который равен, но противоположен гироско-
пической реакции.
Таким образом, если приложить к ротору внешний момент Mv,
то он заставит гироскоп прецессировать, причем направление этой
Следовательно из трех
прецессии определится, как видно на
фиг. 127, поворотом вектора внешнего
момента на 90° по направлению враще-
ния гироскопа.
Необходимо отметить, что при выво-
де уравнения (58) мы принимали во
внимание только Кориолисово ускоре-
ние. Ускорения же переносное и отно-
сительное, действующие на точку А,
никакого вращающего усилия не соз-
дают, так как они лежат в плоскости
ротора (фиг. 128). Действительно, уско-
рение относительное /г, направлено по
радиусу ротора, а ускорение перенос-
ное лежит в плоскости, параллельной
у ох (т. е. в плоскости переносного вра-
щения ю).
инерционных сил, возникающих при при-
ложении к гироскопу внешнего момента, только одна Кориолисова
сила инерции вызывает прецессионное движение, или гироскопиче-
ский эффект гироскопа.
134
Гироскопический эффект можно наблюдать в различных механиз-
мах. Например, при быстрой езде на автомобиле наблюдается явле-
ние «шими», заключающееся в непроизвольном «рыскании» автомо-
биля вправо и влево. Причиной этого являются толчки, которые полу-
чают колеса от неровностей дороги. Предположим, что под влиянием
такого толчка подпрыгнуло только одно из парных колес. Так как
парные колеса связаны осями, то создается вращающий момент вокруг
оси, совпадающей с направлением езды. Под влиянием этого момента
колеса повернутся вокруг вертикальной оси вправо или влево, в за-
висимости от того, подпрыгнуло ли левое или правое колесо. На боль-
шой скорости (порядка 150 км), при достаточно быстром вращении
колес и энергичных толчках, явление «шими» делает управление авто-
мобилем невозможным. Во избежание этого в гоночных автомобилях
каждое колесо посажено на самостоятельную ось; таким образом при
толчках колеса подпрыгивают вертикально вверх, не создавая вращаю-
щего момента.
Гироскопический эффект наблюдается также на самолете, где
ротором служит воздушный винт. Когда винт вращается по часовой
стрелке (если смотреть со стороны хвоста), то при развороте вправо
(вокруг вертикальной оси) самолет имеет тенденцию к пикированию
(вращению вокруг горизонтальной поперечной оси). При переходе
к кабрированию или к пикированию с работающим мотором самолет
имеет тенденцию к повороту вправо или влево.
3. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ ГИРОСКОПА
Чтобы выяснить характер движения гироскопа с количественной
стороны, составим уравнения его движения. На фиг. 129 оси oxyz яв-
ляются неподвижными; относительно них может изменять свое поло-
жение гироскоп. Положим, что под влиянием каких-либо внешних
условий ось гироскопа, по которой направлен кинетический момент JQ,
отклонилась по горизонту на угол ф и под углом к горизонту на угол 6.
Тогда диференциальные уравнения движения ротора вокруг осей
z и у мы напишем, приравняв внешнему моменту сумму моментов сил
инерции относительно этих осей.
Если бы ротор гироскопа не вращался вокруг своей оси, то дифе-
ренциальные уравнения его движения имели бы следующий вид:
/ф = М,
Здесь J — момент инерции;
ф — ускорение;
М — внешний момент.
Собственное вращение ротора при наличии вращения ф создаст
гироскопическую реакцию, момент которой необходимо ввести в урав-
нения. Если принять угол 6 настолько малым, что cos6=l, то
уравнения примут следующий вид:
/в» + /2ф = Mv,
Jz^-JQb = Mz.
135
Здесь Jy и Jz — моменты инерции гироскопа около осей у и z; М и
Mz — внешние моменты. Для упрощения решения этих уравнений
положим, что внешний момент действует только 'вокруг одной из
осей, например около оси у, момент же Mz будем считать равным
нулю.
Далее, обычно в гироскопах Jg = Jz = I.
Тогда уравнения движения гироскопа примут такой вид:
/ё JQ'ty = М, (59)
/ф —J26 = 0.	(60)
Для решения их про-
диференцируем уравнение
(59) и подставим в урав-
нение (60) значение ф:
/0 +J2d> = 0,
Ф=_Л
/20
-^-720 = 0.
Обозначив через о,
получим:
6 4-fl20 =0.
Интеграл этого уравнения имеет следующий вид:
0 = Д sin а/+ В cos а/.	(61)
Задаваясь начальными условиями: t = 0, 0 — 0, 6=0, 0=0,
ф =0, получим В cos at = 0 и, следовательно, В = 0.
Интегрируя выражение (61), получим:
0 = —— cos at + С-
а
д
Из начальных условий находим: С = —. Значит:
6 = 4(1-cos «/).	(62)
Для получения ф, продиференцируем выражение (62) два раза и под-
ставим полученные значения в формулу (59):
6 =‘Asin а/, б = Аа cos at,
JQty = М— I Aacosat,
\ M IAa cos at
Ф-Jg---------jo-	(»)
136
Из начальных условий найдем А:
п _ м _ /Аа
J2 JQ ’
1а
Подставляя это значение А в выражение (63), найдем:
.мм .
^=JQ-JQC0Sat-
Интегрируя полученное выражение, найдем:
, М . М sin at ,
Из начальных условий находим, что D = 0; подставляя вместо а
его значение , получим:
, м, Ml . (hi л
Ф — j2C2 sin( у t)-
Подставляя в выражение (62) значение А, получим:
0 MI MI JJUA
6 — j2s2 ^соз\1у-
(64)
(65)
Уравнения (64) и (65) определяют характер движения гироскопа
в пространстве; из них можно сделать выводы, указанные нами в на-
чале параграфа, а именно:
Под влиянием постоянного момента, действующего вокруг одной
из осей, например оси у, гироскоп приходит в движение, причем:
м
а)	член /52 t показывает, что гироскоп вращается вокруг оси z,
неизменно увеличивая с течением времени угол ф; скорость этого вра-
щения, равная есть скорость прецессии [см. уравнение (58)] под
влиянием внешнего момента М; если М и 2 постоянны, то и скорость
прецессии постоянна; так как 2 (угловая скорость ротора) обычно
очень велика, то скорость прецессии невелика;
б)	наличие в уравнениях (64) и (65) синуса и косинуса с одина-
ковыми аргументами и коэфициентами при них говорит о том, что мы
имеем еще и колебательное движение гироскопа, которое наклады-
вается на прецессионное движение; это колебательное движение на-
зывается нутацией гироскопа; таким образом ось гироскопа совер-
шает два движения: поворачивается вокруг оси z и качается (колеб-
лется) вокруг оси у;
в)	амплитуда нутационного колебания (радиус круга нутации)
есть величина очень малая, так как 2 велика; частота нутацион-
137
JQ
ного колебания по той же причине есть величина очень большая:
период колебания Т = 2- очень мал;
г)	центр круга нутационного колебания сдвинут с нулевого по-
ложения на постоянную величину	[первый член выражения (65)],
равную амплитуде колебания.
О
8

Фир. 130. График движения конца оси ротора гироскопа.
На фиг. 130 изображено графически движение конца оси хх ги-
роскопа под действием постоянного момента.
Пример. Определим для частного случая значение некоторых параметров
движения гироскопа.
Ротор гирополукомпаса имеет момент инерции 0,7 гем  сек2; 1 гем  сек2.
Число оборотов ротора в минуту Л2~1О ООО; трение в подшипникак кардана
Мгр~0,3 гем.
Определим скорость прецессии ротора под влиянием момента трения:
Ф = jg(l —cos at).
Отбросив член cos at, как не изменяющий скорости прецессии, а только наклады-
вающий на эту скорость колебание, найдем:
М
Ф =
Подставляя сюда известные значения, найдем:
03	30
Ф =0?7 ' -те-10 000 = °>00041 Рад/сек- = 64 град/мин.
Если бы в самолете на ротор гирополукомпаса действовал непрерывно в одну
и ту же сторону момент трения, равный 0,3 гем, то ротор прецессировал бы со ско-
ростью 1,4 град/мин., что создавало бы большую ошибку компаса. В действи-
тельности, так как благодаря качаниям самолета в полете момент трения, а следо-
вательно, и прецессия, непрерывно меняет свое направление, то гироскоп уходит
от своего первоначального положения медленнее.
Частота нутационного колебания ротора равна:
Jm _ 0,7 - 3,14.10000	1
I I • 30	30	сек.’
Период колебания равен:
0,7 • 3,14 • 10000
733
= 0,0857 сек.
138.
Чтобы получить амплитуду нутационного колебания ротора, подставим в зна-
чение В [формула (65)], вместо t, 2 , где Т—период колебания. Очевидно, в мо-
мент, когда t
из фиг- 130.
= -g- =	• rj принимает максимальное значение, что ясно видно
— —
Таким образом, под влиянием момента трения, равного 0,3 гем, ротор гиро-
скопа будет, во-первых, прецессировать со скоростью 1,4 град/мин., а во-вто-
рых, колебаться с частотой 733 nep/сек.; амплитуда этого колебания равна
0°,00000124. Из этих двух движений практическое значение имееттолько скорость
прецессии; нутационное колебание с такой незначительной амплитудой совер-
шенно незаметно и практически во внимание не принимается.
Гироскоп с тремя степенями свободы можно использовать для ука-
зания неизменного в пространстве направления в течение некоторого
промежутка времени, в продолжение которого ось не уйдет, вследствие
прецессии, от своего первоначального положения. В гирополуком-
пасе этот промежуток времени составляет 10—15 мин. За это время
ротор гирополукомпаса, благодаря незначительному трению в осях,
меняющему все время направление своего действия, а также благо-
даря причинам, которые будут указаны ниже, уходит не более чем
на 3° в азимуте (т. е по горизонту). Наклон ротора компенсируется
специальным приспособлением, о чем также будет сказано ниже.
4. ВЛИЯНИЕ ВРАЩЕНИЯ ЗЕМЛИ
В конце предыдущего параграфа мы сделали вывод, что ротор
гироскопа может в течение известного промежутка времени сохра-
нять неизменным направление оси своего вращения в простран-
стве. *
Гирополукомпас же должен давать возможность сохранять в те-
чение этого промежутка времени курс самолета, т. е. известное
направление самолета относительно точек земной
поверхности.
Какое же влияние оказывает вращение земли на положение оси
ротора гороскопа? Рассмотрим вращение земли вокруг собственной оси.
На фиг. 131 и 132 (о — вектор угловой скорости земли. Очевидно,
этот вектор можно перенести параллельно самому себе из точки О
центра земли, в точку М—положение наблюдателя (фиг. 131). Тогда,
разложив вектор <о на два, действующие один по горизонту, другой—
перпендикулярно ему, найдем, что по горизонту направлен вектор
вращения ад cos <р, а по нормали к горизонту — вектор вращения
о sin ср, где ф — широта места.
Из фиг. 132 видно, что вектор u> cos <р определяет вращение плос-
кости горизонта вокруг меридиана, а вектор о> sin ср — вращение по-
луденной линии, т. е. направление меридиана в плоскости горизонта.
На экваторе, где у = 0, ш cos <р = ш, w sin ср = 0: это значит, что плос-
139
кость горизонта вращается на экваторе с угловой скоростью враще-
ния земли, а полуденная линия не имеет вращения и переносится
параллельно самой себе. На полюсе, где t₽ = 90°, sin = ш,
Фиг- 132.
а «> cos ср =0; это значит, что полуденная линия на полюсе вращается
с угловой скоростью земли, а плоскость горизонта вращения не имеет.
В промежуточных точках полуденная линия вращается с угловой
вращения земли. Тогда для
скоростью «> sin <р, а плос-
кость горизонта — с угловой
скоростью О) COS <f>.
Рассмотрим теперь поведе-
ние гироскопа относительно
земли. На фиг. 133 JQ —
вектор кинетического момен-
та гироскопа отклонен от
плоскости горизонта на угол
бив плоскости горизонта
от меридиана — на угол ф.
На фигуре изображены
проекции вектора угловой
скорости земли ш s in ср и ш cos о.
Чтобы определить положе-
ние оси гироскопа в про-
странстве, необходимо ско-
рости гироскопа ф и 6 относи-
тельно земли сложить со ско-
ростями
наружного кольца гироскопа,
т. е. для вращения гироскопа в плоскости горизонта, мы получим
ф—<о sin ср и для внутреннего кольца гироскопа, т. е. для наклона оси
ротора: 6 4- <d cos ср вшф.
Полученные выражения представляют собой угловые скорости
колец гироскопа относительно мирового пространства. Если их при-
140
равнять нулю, то это будет соответствовать неподвижному положению
гироскопа в пространстве (при условии равенства нулю внешних мо-
ментов— трения и неточной балансировки). Таким образом:
(ф — ш sin х,) =0;	(66)
(б + <DC0Sf sino) — 0;	(67)
т. е.
ф = losing;	(68'
6 =— u>cos<f sin ф.	(69)
Фиг. 134.
Еще через б часов, в поло- •
Левые части выражений (66) и (67) представляют собой скорости
прецессии гироскопа относительно мирового пространства; выраже-
ния (68) и (69) определяют движе-
ние гироскопа относительно земли,
а именно: в плоскости горизонта ги-
роскоп вращается со скоростью
wsin ^, а относительно плоскости
горизонта он наклоняется со ско-
ростью со cos и sin ф. На фиг. 134
изображены различные положения
гироскопа относительно земли
при ее вращении. При положе-
нии / ось гироскопа направле-
на по меридиану. Через 6 часов
в положении // ось гироскопа
окажется отклоненной от меридиа-
на на некоторый угол и накло-
ненной к горизонту под некоторым j
жении ///, ось гироскопа окажется отклоненной от горизонтальной
плоскости на угол, равный двойной широте места; в этом положении
ось находится в плоскости меридиана. После поворота на 360° ось
вернется в первоначальное положение. Таким образом, при суточном
вращении земли ось гироскопа опишет конус с углом при вершине,
равным двойной широте места.
Пример. Определим скорость ухода ротора гироскопа для широты о = 60°.
360°
шз = 24^60 = 0,25 гРад/мпн-
4
ф = <osin ? = 0,25° sin 60° = 0,21 град/мин. ~ 1° в 5 мин.
Такая скорость является довольно большой и не считаться с ней на практике
нельзя.
С переменной широты меняется скорость ухода гироскопа, что
усложняет борьбу с этим явлением.
Влияние вращения земли на уход гироскопа в горизонтальной
плоскости может быть скомпенсировано. Если сместить искусственно
центр тяжести ротора так,что он не будет совпадать с пересечением его
141
трех геометрических осей, то на гироскоп будет действовать все время
момент от несбалансированности ротора, равный произведению Р1,
где Р — вес ротора, а I — расстояние его от центра тяжести до пере-
сечения осей. Этот момент, являясь для гироскопа внешним постоян-
Р1
ным моментом, создаст прецессию гироскопа, равную — у—. Знак
минус показывает, что расстояние I выбрано так, что момент Р1 дей-
ствует в сторону, противоположную уходу ротора от земли.
Раньше скорость прецессии гироскопа относительно мирового
пространства была равна нулю, т. е. ф — w sin = 0, теперь же не-
обходимо, чтобы эта скорость была равна скорости прецессии от внеш-
него момента, т. е.
Pi
Ф — “ SH1
Отсюда скорость движения гироскопа относительно земли будет:
;	• Р1
Ф = Ш81П<? —
Необходимо, чтобы эта скорость была равна нулю, т. е. чтобы
гироскоп оставался неподвижным относительно земли. Значит, мо-
мент Р1 нужно подобрать таким, чтобы
•	. Р1
ф = <0 Sin <f-jQ = О,
т. е. чтобы
Pl = JQo> sin <р.
Отсюда, следует, что подбор момента несбалансированности для
данного ротора зависит от скорости вращения его и широты места.
Скорость вращения ротора 2 может в некоторых конструкциях
гирополукомпаса поддерживаться постоянной, с переменой же ши-
роты места при постоянном моменте Р1 мы будем получать для ф раз-
личные значения, зависящие от разности между широтой, для кото-
рой момент рассчитан, и широтой, на которой полет фактически про-
изводится. Ошибка, происходящая от этого, однако, не очень велика.
Подсчитаем, каким должен быть момент несбалансированности
в гироскопе гирополукомпаса для широты у == 60°.
Pl = sin ш = 0,7 71 ‘ *^000 = 0,046 гем.
Так как ротор гирополукомпаСа весит около 200 г, то плечо
должно быть равно:
I =	= 0,00023 см, т. е. 2,3 микрона.
200	Г
Выдержать такой размер для плеча практически невозможно, тем
более что люфты в подшипниках гироскопа, необходимые для нор-
мальной работы прибора в диапазоне температур от 4-50 до —60°,
превышают эту величину. Таким образом фактически гироскоп бы-
142
вает зачастую несбалансирован больше, чем необходимо для компен-
сации вращения земли. Момент несбалансированности подбирается
практически, причем о нем судят по уходу оси ротора гироскопа от
некоторого первоначального положения. Однако, так как этот уход
в большей степени зависит от трения в подшипниках, чем от влияния
вращения земли, то очень трудно судить окончательно о том, какой
момент несбалансированности имеет гироскоп. Как уже было сказано,
уход оси ротора в азимуте под влиянием трения, момента несбаланси-
рованности и вращения земли не должен превышать 3° за 15 мин.
Фиг. 136. Поведение ротора гиропо-
лукомпаса при наклоне его.
Для балансировки на гироскопе крепится гайка, при вращении
которой изменяется плечо I, а тем самым и момент Р1. Регулировать
размер плеча нужно при изменении района полета по широте.
Гирополукомпас имеет специальное приспособление, не допу-
скающее ухода оси ротора относительно плоскости горизонта. Идея
этого приспособления заключается в том, что при наклоне оси гиро-
скопа относительно плоскости горизонта, искусственно создается
внешний момент, заставляющий гироскоп прецессировать в направле-
нии, обратном наклону оси.
В гирополукомпасе Сперри конструктивно это осуществлено сле-
дующим образом (фиг. 135 и 136). Ротор прибора несет на себе две
реборды — а и Ь. Сопло с прикреплено к наружному кольцу гиро-
скопа. При горизонтальном положении оси ротора струя из сопла
бьет только по лункам ротора, как показано на фиг. 135, заставляя
ротор вращаться вокруг своей оси. Если ось ротора по какой-либо
причине наклонится, как показано на фиг. 136, то струя будет бить
частично по реборде Ь, создавая на нее давление (стрелка N). В ре-
зультате вокруг оси 2 создастся внешний момент М, который заста-
вит гироскоп прецессировать. Повернув момент М на 90° по направле-
143.
нию вращения ротора, мы получим вектор прецессии <о; как видно
из чертежа, ось ротора будет стремиться занять снова горизонталь-
ное положение.
5.	ВЛИЯНИЕ ИЗМЕНЕНИЯ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ САМОЛЕТА
Если гироскоп используется для указания неизменного направле-
ния на географический север, то при полете самолета не на одной дол-
Фиг 137. Поправка на схож-
дение меридианов.
,"*7—экватор, 2—параллель,
3—направления оси ротора.
готе он будет давать ошибку тем боль-
шую, чем ближе направление полета к
параллели и чем ближе эта параллель
расположена к северу.
Нафиг. 137 видно, что при перелете
из точки А в точку В гироскоп, сохраняя
неизменным направление оси своего
вращения в пространстве, накопит
ошибку, равную Дф. Из фиг. 138 можно
получить аналитическое выражение для
этой ошибки.
Имеем:
г = R cos <р,
где <f — Сирота места. Если через S
обозначить разность долгот точек А и
В в линейном измерении, то
S = r(X1_A2),
где Хх и Х2 — долготы точек А <1 В. Из
фиг. 138 имеем:
S = р Дф;
следовательно:
р Дф = г (Хх —Х2).
Далее, из фиг. 138 имеем также:
= Я .
Р tg<o’
значит:
д. = rCi —>2)tg? = Bcos<?(Xx — X2)tg?
‘7?	R
т. e.:
Дф = (Xx— X2) sintp.
Если #юлет производится не вдоль
параллели, то в этой формуле необхо-
димо вместо sin <р, брать sin  2 Т2, где
«р, и<р, — широты мест отлета и прилета.
144
Пример. S — 100 км, «р = 60°, т. е.* полет производится вдоль параллели.
Определить ошибку.
*,	..	, , . Ssintp Stgtp lOO-tgOO nno_
ДФ = (Xi ~ M sin <₽ <=	= —R- = -6300	= 0.027 радиан, =
= (0,027 • 57,3)° = 1°,6.
При'современных скоростях расстояние в 100 км самолет пройдет в 15 мин.;
за эти 15 мин. гироскоп гирополукомпаса уйдет на 1°6. Ошибка в данном при-
мере^.меныпе той ошибки, которая создается трением в осях подшипников.
6.	ГИРОПОЛУКОМПАС
Основной частью гирополукомпаса (фиг. 139) является ро-
тор ?, вращающийся со своей осью во внутренней вертикальной
рамке 2, которая, в свою очередь, может вращаться в наружной
Фиг. 139. Гирополукомпас.
7—ротор, 2—внутреннее кольцо, 3—наружное кольцо,
4—корпус прибора, 5—окно корпуса, 6—курсовая
черта, 7—стопор (арретир), 8—ручка арретира, 9—ше-
стерня, 70—шестерня, 77—сопло, 72—лунки, 75—шту-
цер для присоединения к источнику разрежения.
вертикальной рамке 3. Рамка 3 имеет свободу вращения вокруг верти-
кальной оси. К этой рамке жестко прикреплен азимутальный круг,
разградуированный на 360° (с ценой деления в 5°) и оцифрованный
через 30°, причем нули в числах, означающих число градусов, от-
брошены (деление 30 означает 300°).
Гироскоп помещен в корпус 4, имеющий окно 5, сквозь которое
наблюдают за делениями азимутального круга. Курс самолета от-
считывается против курсовой черты 6. Так как гирополукомпас
Ратц ч. I—22—1O	145
Фиг. 140. Креновая ошибка гирополу-
компаса.
7—плоскость горизонта, 2—плоскость
крена.
не имеет направляющей силы, и ось его устанавливается в случайном
положении относительно севера, то прибор имеет специальное приспо-
собление для согласования его показаний с показаниями магнит-
ного (или другого) компаса. Приспособление состоит из стопора 7;
нажав ручку 8, мы заставляем стопор 7 арретировать через систему
рычагов весь гироскоп. При этом шестерня 9 входит в зацепление с
шестерней 10 и при вращении ручки 8 вращает весь гироскопический
узел. Таким образом можно установить против курсовой черты нуж-
ное деление азимутального круга, соответствующее курсу самолета
в данный момент, после чего, оттянувши ручку на себя, предоставить
гироскопу снова свободу.
Ротор гироскопа вращается под действием струи воздуха, бьющей
из сопла 77 по лункам 72, выфрезерованным по окружности ротора.
Струя воздуха, бьющая из сопла 77, создается в корпусе прибора
в результате разрежения, достигаемого отсосом воздуха из отверстия
13. Воздух устремляется в корпус через отверстия, имеющиеся снизу
прибора (на фигуре не видны), и далее идет по каналам в сопло 77.
Ротор гироскопа имеет две реборды для коррекции наклонов
гироскопа.
К особенностям конструкции относятся специальные подшипники
ротора, установленные в пробках, в которых помещены пластин-
чатые пружины; задача пру-
жин — сохранять постоянное
трение В подшипниках незави-
симо от температуры.
7.	КРЕНОВАЯ ОШИБКА ГИРО-
ПО ЛУКОМ ПАСА
Креновая ошибка гирополу-
компаса возникает вследствие
того, что при разворотах (ви-
ражах) самолета курсовая шка-
ла прибора наклоняется вместе
с самолетом на угол крена, в то
время как главная ось гиро-
скопа остается горизонтальной.
При больших углах крена
ошибка в отсчете курса может
принимать большие значения.
Однако, при выводе самолета
из виража, ошибка эта умень-
шается и становится равной
нулю, как только самолет при-
нимает горизонтальное поло-
жение. В] процессе же разворота самолета креновая ошибка
может принимать различные значения, зависящие от курса само-
лета. На фиг. 140 ось ох является главной осью гироскопа, от ко-
торой отсчитывается курс самолета. На фигуре этот курс представлен
146
двугранным углом, измеряемым линейным углом хоА или дугой хА.
При наклонном положении шкалы отсчет курса будет {'равен углу
хоВ. Из сферического прямоугольного треугольника хАВ найдем
Фиг. 141. Графики креновой ошибки.
зависимость между истинным курсом ки (дугой хА), компасным кур-
сом (дугой хВ) и углом крена <₽:
Креновая поправка ^к, являющаяся разницей между истинным
и компасным курсами, равна их разности:
Ьк = к„ — кК,
откуда
• кк = ки — Ьк,
или
tg — tg дл
tgкК = tg(fc„ — \к) = , *	(70)
ь к 8 \	/	1 + tg Ли • tg Д/С	'	'
Подставляя значение tg кК в формулу (70), получим:
tgfc„ — tgAfc tg/cH
1 + tg k„ tg ДЛ — cos <p ’
Произведя преобразования, найдем:
147
На фиг. 141 даны графики креповой поправки для различных
углов крена. Из графиков видно, что поправка переходит через нуль
четыре раза на тех курсах, при которых ось самолета параллельна
и перпендикулярна оси ротора. Места максимумов поправок, как
видно из графика, не находятся точно на средине между нулевыми
точками, а сдвинуты тем больше, чем больше углы крена.
Эти места максимумов и самые максимумы легко получить, при-
равняв нулю первую производную выражения (71):
fa'	+ СО8«)-2|уЛн _
ё	(tgaA'„ +cose)3
Последнее возможно, если знаменатель равен бесконечности или
если числитель равен нулю. Разберем оба эти случая.
1) (tg2/c„ + COStfr)2 = оо или tg2Аги + cos= оэ.
При конечном значении угла ф это возможно при /си, равном 90
или 270°. Эти условия имеют место при экстремуме, при котором
ошибка Ьк меняет знак.
2) (tg2/r„ + cos <р) — 2 tg2.’c„ = О,
или
tg2 /<и = COS ср,
или
tg /Си = ±/cOsV
Отсюда следует, что кривая имеет два максимума. При подстановке
значения tg кп в уравнение (72), найдем значения максимальных по-
правок. В табл. 4 приведены значения максимумов креновых попра-
вок для различных углов крена.
Необходимо отметить,что креновая ошибка частично компенсируется
или усугубляется тем обстоятельством, что гироскоп при наклоне
оси zz подвергается влиянию струи, бьющей по ребордам ротора и
Заставляющей его прецессировать и вокруг оси уу и вокруг оси zz.
Однако при кратковременных виражах эта прецессия не создает
большой ошибки, так как скорость прецессии гироскопа незначительна.
Таблица 4
е	0°	10°	20°	30°	40°	50°
л»	0°	0°25'	ГбО7	4°10'	7°357	12°357
8. ПИТАНИЕ ГИРОПОЛУКОМПАСА
По способу питания гирополукомпасы, как и гироприборы вообще,
бывают электрические и пневматические. Пневматические гиропо-
лукомпасы распространены шире, но в последнее время, в связи
148
с необходимостью обеспечить работу приборов на больших высотах,
электрический способ питания, повидимому, должен будет заменить
пневматический.
Преимущество электрического способа питания гирополуком-
паса перед пневматическим заключается в том, что первый обеспечи-
вает нормальное вращение ротора гироскопа независимо от атмос-
ферного давления и температуры воздуха, т. е. независимо от высоты
полета.
Из электрических приборов распространение получил гирополу-
компас, питающийся трехфазным током высокой частоты (300—330
nep/сек.), что дает ротору прибора 18 000—20 000 об/мин.
Коррекция в электрическом гирополукомпасе может быть электри-
ческой или пневматической. В последнем случае источником для
воздушной струи служит сам ротор, который, вращаясь с большой
скоростью, создает в камере вихревое движение воздуха.
Имея безусловно преимущество перед пневматическим питанием,
электрическое питание все же обладает некоторыми недостатками-
Во-первых, для него необходим специальный умформер, трансфор-
мирующий самолетный постоянный ток (24 или 12 V) в трехфазный
(ПО V). Во-вторых, электрогироскоп уступает пневматическому ги-
роскопу в смысле надежности работы.
Источником пневматического питания гирополукомпаса является
трубка Вентури или приходящий ей теперь на смену механический
вакуумнасос.
Действие трубки Вентури основано на известном законе Бернулли
движении воздуха, имеющем следующее аналитическое выражение:
р + ~ — const.	(73)
Здесь р — статическое давление;
р — плотность воздуха;
V — скорость воздуха.
г,	₽У2
Выражение называется с к о р о с т н ы м напором.
Трубка Вентури, изображенная на фиг. 142, состоит из двух малых
усеченных конусов, соединенных друг с другом меньшими основа-
ниями. К наименьшему сечению трубки подведен трубопровод от
корпуса гирополукомпаса, где необходимо создать разрежение.
Трубка устанавливается во встречном потоке воздуха коротким ко-
нусом вперед.
В сечении / трубки при установившемся полете создается неко-
торое статическое давление р± при скорости встречного потока Vr
В сечении II соответственно давление и скорость будут р2 и V2.
Так как сечение II меньше сечения / и, следовательно, V2>V1? то ра-
венство
Pl + ^=PZ+~,
149
согласно закону Бернулли [выражение (73)], может иметь место при
условии р.,<рг Таким образом в сечении II трубки Вентури в по-
лете имеется постоянное разрежение, передаваемое по трубопроводу
в корпус гирополукомпаса и используемое для вращения ротора.
Величина разрежения, создаваемого трубкой Вентури, зависит
от соотношения площадей ее сечений I и II. Если обозначить отноше-
D2
ние этих площадей, равное через п (D и d — диаметры сечения I
и II), то, при условии несжимаемости воздуха, что практически имеет
место при п
довательно:
400 км/час, будем иметь, что Vx = nV2. Сле-
„ ।	рл'У?
Pl+ 2 = Р2 Н-----2~
Отсюда:

или, положив р2 — р± = q, а Vх = V, получим:
I ^ = ф(п2 1),1	(74)
т. е. разрежение, создаваемое трубкой Вентури (перепад давлений),
прямо пропорционально плотности воздуха, квадрату воздушной
скорости встречного потока и величине (л2 — 1), называемой к о э-
фици’ентом трубки.
D2
Пример. Определим разрежение для трубки Вентури, имеющей	—п =2,
при V = 50 м/сек. р = 760 мм и р = 0,125, что соответствует полету у земли.
Получим:
„ 0,125 • 502 ..	,,	, ,	470-760 а
q =  =-----(4 — 1) = 470 кг/м2 = —,nw,	346 мм’Рт- ст-
Для получения возможно большего уерепада давлений q, для гиро-
полукомпаса пользуются двойной трубкой Вентури, схематично изо-
браженной на фиг. 143. Здесь заднее сечение малой трубки совпадает
со средним сечением большой трубки (где давление минимальное),
150
благодаря чему разрежение в сечении II малой трубки усиливается -
Коэфициент двойной трубки определяется выражением
2 2	,
л 1 Ла — 1,	•
где и л, —'отношения площадей спаренных трубок.
Действительно, для сечений II и III малой трубки можно написать:
+ Pi =	+ Рз>
Фиг. 143. Двойная трубка Вентури.
а для сечений I и III большой трубки:
р^з
Sl + a = ^ + Рз,
значит,
?V22 pV?
Pi—Pi— 2	2 ’
Принимая во внимание, что
V:bl=V3D'l и V1Z)?=V3Z>3,
т. е.
п'з Di
D22 Dl

(здесь через D с соответствующим индексом обозначены диаметры
сечений трубок), получим:
__________________________ в
Р1~Рг = Ц = ^(лЬг^-!).	(75)
Коэфициент трубки Вентури, употребляемой для питания гиро-
полукомпаса, имеет значение около 16—18, следовательно, у земли
при скорости V = 50 м/сек трубка может создать разрежение:
q — • 0,125 • 5С2 • 16 ~ 180 мм рт. ст.
151
Работа трубки Вентури характеризуется не только создаваемым
ею разрежением, но также и количеством воздуха, отсасываемого
ею через трубопровод, т. е. расходом воздуха (в литрах в минуту)
Из гидравлики известно, что расход для несжимаемого газа (что
имеет место при скоростях, не превышающих 400 км/час) пропорци-
онален первой степени скорости V и площади поперечного сечения S.
Таким образом расход Q = SV.
Включим в схему, изображенную на фиг. 144, между трубкой
Вентури и прибором краник, которым будем регулировать отверстие,
т. е. количество проходящего через трубку воздуха, и манометром
будем замерять разрежение в системе. При закрытом кранике мы по-
лучим максимальное разрежение, причем расход воздуха будет ра-
вен нулю, так как воздух отсасываться не будет. При полностью
Фиг. 144. Схема соединения трубки Вентури с прибором.
7—прибор, 2—манометр.
открытом кранике расход будет максимальным, а разрежение при
данной скорости — минимальным. Различные положения краника бу-
дут соответствовать различным сопротивлениям (нагрузкам) прибора.
На фиг. 145 изображены графики зависимости разрежения воздуха
от расхода его при различных воздушных скоростях для двойной
трубки Вентури завода им. С. Орджоникиде. |
На этой же фигуре изображен график зависимости разрежения
воздуха от расхода его для гирополукомпаса. Так как расход воз-
духа пропорционален скорости его, то, очевидно, эта кривая пред-
ставляет собой параболу, построенную по закону:
pV2__p/QV
4	2 ~ 2\SJ '
Совмещая графики трубки Вентури и прибора, мы найдем те точки
пересечения их, при которых прибор при данной скорости полета
будет получать максимальную мощность.
В последнее время в качестве насоса для питания гироприборов
используется не трубка Вентури, а механический вакуумнасос,
устанавливаемый в непосредственной близости от мотора самолета
и работающий от него.
152
Фиг. 145. Графики зависимости разрежения от расхода
для различных скоростей.
7—кривые для трубок Вентури, 2—кривая для прибора.
Фиг. 146- График зависимости разрежения от расхода
для вакуумнасоса для разных высот
153
Фиг. 147. График зависимости разрежения от высоты для
вакуумнасоса для различных режимов ее работы.
Фиг- 148. График зависимости^ разрежения от высоты для
трубки Вентури с коэфициентом 16.
Фиг. 149. Вакуумнасос АК-2
Это вызывается теми ухудшениями аэродинамических свойств са-
молета, которые трубка Вентури вызывает при современных скоростях
самолетов. Кроме того, механи-
ческий вакуумнасос лучше обес-
печивает работу гироприборов
на больших высотах.
На фиг. 146 и 147 изображе-
ны графики, характеризующие
работу механического насоса
АК-2, принятого у нас на боль-
шинстве самолетов. Для сравне-
ния на фиг. 148 дана характе-
ристика трубки Вентури в за-
висимости от высоты.
Насос АК-2 изображен на фиг. 149; на фиг. 150 схематично по-
казан его разрез. В цилиндре
Фиг- 150. Схематичный разрез вакуум-
насоса АК-2.
2----
7 эксцентрично вращается ротор 2.
В роторе сделаны радиаль-
ные прорези, вдоль которых
свободно могут двигаться
четыре пластины 3. При вра-
щении ротора пластины под
влиянием центробежной силы
прижимаются к стенкам ци-
линдра 1 и, захватывая воз-
3 дух из входного отверстия 4,
перегоняют его к выходному
отверстию 5.
Насос АК-2, давая при
1500 об/мин. разрежение у
земли около 200 мм рт. ст.,
обеспечивает работу трех
гироскопических приборов:
гирополукомпаса (или гирома-
гнитного компаса), авиагори-
зонта и указателя поворота.
Однако, эти три прибора
требуют разрежения только
в 150 мм рт. ст. Таким обра-
зом при полете на малых вы-
сотах и при повыяенных
числах оборотов насоса в
системе гиропитания может
создаться разрежение, значи-
тельно превышающее необхо-
димое для нормальной работы прибора, что может привести к быстрому
износу прибора. Во избежание этого, перед каждым прибором
в системе воздухопровода устанавливается редукционный клапан,
не допускающий превышения определенного разрежения.
клапан.
наружу,
Фиг- 151. Редукционный
7—клапан, 2—отверстие
3—от прибора, 4—к насосу.
155
Действие редукционного клапана ясно видно из фиг. 151. Кла-
пан, представляющий собой круглую пластинку, прижимается винто-
вой пружиной к отверстию, соединяющему воздухопровод с наружным
Фиг. 152. Вакуумнасос фирмы
«Аскания».
Фиг. 153: Схематичный разрез
насоса «Аскания»-
воздухом. Если в системе воздухопровода, в который последовательно
включен редукционный клапан, разрежение оказывается ниже до-
пустимого, то наружное атмосферное давление преодолевает силу
винтовой пружины и,
открывая клапан, уста-
навливает в нем макси-
мально допустимое раз-
режение.
На фиг. 152 и 153
изображен вакуумнасос
фирмы «Аскания».
На фиг. 154 дана
характеристика работы
насоса у земли. Как
„ видно из графика,
насос может нормаль-
и______________________________*
3000	4000	5000 5300
Фиг- |ё4. Характеристика насоса «Аскания». но Работать при 3000
”	5300 об/мин., для чего
у мотора должен быть специальный привод. При максимальном числе
оборотов (5300) и разрежении в 130 мм рт. ст. расход воздуха
насосом 230 л/мин., что вполне обеспечивает работу 3—4 приборов.
9. МОНТАЖ ГИРОПОЛУКОМПАСА
Гирополукомпас, получающий питание от трубки Вентури, мон-
тируется на самолете по схеме, изображенной на фиг. 155. Монтаж
приборов с вакуумнасосом производится по схеме, изображенной на
156
фиг. 156.Таким образом монтаж гирополукомпаса состоит из установки
собственно прибора, трубки Вентури или насоса и трубопровода.
Фиг. 155. Схема монтажа при-
кбора с трубкой Вентури.
7—гирополукомпас, 2—редук-
ционный клапан, 3—-направле-
ние полета, 4—приборная дос-
la ка, 5—трубка Вентури.
Фиг. 156- Схема монтажа трех при-
боров с вакуумнасосом.
7—мотор,	2—вакуумнасос, 3— ре-
дукционные клапаны, 4—6—гиро-
приборы.
5
Фиг. 157. Анкерная само-
тормозящая гайка.
Гирополукомпас устанавливается на приборной доске пилота
(или штурмана) прямо перед глазами последнего на таком расстоя-
нии, чтобы было обеспечено удобное вклю-
чение и выключение гироскопа кнопкой
на приборе. Прибор крепится к доске че-
тырьмя болтами. В приборах последних
типов во фланце запрессованы анкерные
самотормозящие гайки; самоторможение
осуществляется фибровыми вкладышами в
гайке (фиг. 157).
Для установки прибор придерживают
с тыльной стороны и ввинчивают отверт-
кой с лицевой стороны четыре винта.
Так же легко и снимается прибор с при-
борной доски.
Питание к гирополукомпасу подво-
дится от источника питания через трубо-
провод сечением 8 х Ю мм (если источ-
ником питания является трубка Вентури)
или 14 х 16 мм (если источником пита-
ния является вакуумнасос).
Для нормальной работы прибора большое значение имеют сече-
ние и длина трубопровода, так как от этих элементов сильно зависит
падение разрежения на участке от источника питания до прибора.
7—прибор, 2—фланец при-
бора, 3—анкерная гайка,
4—приборная доска, 5—от-
верстие для винта, б—фii-
бровый вкладыш.
157
Это падение разрежения может быть вычислено по формуле Лиса:
q = *™ Го,ОСЗб + 0,305 ( ’ У’35|.
Здесь	q — разность давлений (перепад давлений);
р — плотность воздуха;
V — скорость воздуха;
I — длина трубопровода, между конечными сечениями
которого имеется перепад давлений д;
d — диаметр трубопровода;
Vd
Re = —---число Рейнольдса, определяющее ламинарный или
турбулентный характер движения воздуха в тру-
бопроводе. Здесь v — кинематическая вязкость1
воздуха, равная при давлении в 760 мм и
температуре 15° С 0,144 см21сек. На фиг. 158
нанесены графики, вычисленные по формуле Лиса
для I = 1 м.
При монтаже прибора необходимо стремиться по возможности
сокращать длину трубопровода во избежание лишних потерь энергии.
Фиг. 158. График падения разрежения на 1 пог. м
воздухопровода.
Трубка Вентури устанавливается обычно в струе винта мотора, при-
чем наивыгоднейшее место подбирают опытным путем, производя
замеры разрежения, создаваемого трубкой в полете. Разрежение
можно измерять в полете, присоединяя манометр к трубопроводу
у штуцера прибора через тройник (фиг. 159).
Геометрическая ось трубки Вентури может быть наклонена отно -
сительно хорды крыла на довольно значительный угол в обе стороны
(вверх и вниз) без особого ущерба для эффективности работы трубки,
1 Кинематическая вязкость v = —(здесь ц — абсолютная вязкость воздуха).
158
что хорошо видно из фиг. 160. Здесь по оси абсцисс отложены углы
наклона оси трубки относительно угла атаки крыла, по оси ординат—
Фиг. 159. Схема включения кон-
трольного манометра.
/ —контрольный манометр,
2-к источнику разрежения.
Фиг. 160. График зависимости коэфи-
циента трубки (разрежения)] от углов
наклона.
коэфициент трубки. Из фигуры видно, что коэфициент
меняется при углах до 30°.
этот мало
10. ПОЛЬЗОВАНИЕ ГИРОПОЛУКОМПАСОМ
Как было сказано выше, пилот пользуется гирополукомпасом
для сохранения курса без помощи магнитного компаса только срав-
нительно короткий срок, 10—15 мин. полета. После этого он сверяет
показания гирополукомпаса с магнитным компасом и, при расхожде-
нии более 2—3°, вносит исправления в гирополукомпас специальной
рукояткой, имеющейся на лицевой стороне прибора.
Выдерживать курс на прямой по гирополукомпасу не представ-
ляет никаких затруднений, так как прибор этот, в отличие от магнит-
ного компаса, практически не подвержен влиянию никаких ускоре-
ний, возникающих при «болтанке» самолета. Таким образом, если
при полете по прямой обнаруживаются колебания в показаниях
гирополукомпаса, то их следует отнести только за счет колебаний
продольной оси самолета в горизонтальной плоскости.
Но особые преимущества гирокомпаса обнаруживаются при раз-
воротах самолета. Выше подробно было разобрано поведение
магнитного компаса на разворотах, оно сильно затрудняет,
а иногда даже исключает возможность пользования компасом. Гиро-
полукомпасу не присуща ни одна ошибка магнитного компаса за исклю-
чением креновой ошибки отсчета. Но даже и креновая ошибка, как мы
знаем, значительно уменьшается (дохода почти до нуля) при выходе
самолета из крена и совершенно исчезает, как только крен самолета
становится равным нулю. Так^м образом креновая ошибка практи-
ческого значения не имеет, так как пилот, пользуясь гирополу-
компасом, может развернуться на необходимый угол, не обращая
159
внимания на ошибки, которые имеет прибор в процессе разворота, а
руководствуясь конечным показанием прибора при выводе самолета
из разворота и крена.
Но особенно большое значение имеют преимущества гирополу-
компаса перед магнитным компасом в условиях слепого полета, т. е.
в полете, когда естественный горизонт не виден и нет возможности,
пользуясь земными или небесными ориентирами, определять на-глаз,
хотя бы грубо, направление полета. В этом случае гирополукомпас
выступает уже не в качестве помощника магнитного компаса, а в ка-
честве самостоятельного прибора, без которого задача выдерживать
и изменять курс самолета на нужное число градусов встретила бы
непреодолимые препятствия. Поэтому гирополукомпас справедливо
относят к группе авиационных приборов слепого полета.
ГЛАВА IV
ГИРОМАГНИТНЫЙ КОМПАС
1.	КОНСТРУКЦИЯ КОМПАСА
В показания гирополукомпаса, являющегося прекрасным при-
бором для сохранения курса на относительно коротком участке, не-
обходимо периодически вносить поправки, что возможно только при
наличии на самолете другого компаса, например магнитного. Гиро-
магнитный компас является таким гирополукомпасом, у которого
эти поправки вносятся от магнитного компаса автоматически и не-
прерывно. Такая коррекция делает прибор уже полноценным ком-
пасом, указывающим курс • относительно неизменного для данного
места на земле направления — магнитного меридиана.
Шкала гиромагнитного компаса связана с наружной рамкой (с коль-
цом) гироскопа и вследствие этого держится в полете устойчиво, как
в гирополукомпасе. Благодаря специальной коррекционной системе
ось ротора гироскопа стремится установиться параллельно магнит-
ной оси магнитной системы; однако ротор движется за магнитной осью
очень медленно, со скоростью прецессии, зависящей от конструктив-
ных особенностей прибора; вследствие этого, ось ротора не успевает
реагировать на все незначительные быстрые колебания магнитной
системы, а стремится сохранить положение, определяемое средним по-
ложением магнитной системы; гироскоп как бы «осередняет» пока-
зания магнитной системы гиромагнитного компаса.
Таким образом, сохранив все преимущества гирополукомпаса
в смысле устойчивости на курсе, гиромагнитный компас приобрел еще,
благодаря магнитной коррекции, свойства магнитного компаса да-
вать курс от магнитного меридиана.
Принципиальная схема гиромагнитного компаса изображена на
фиг. 161. Благодаря разрежению, создаваемому в корпусе 7 прибора
вакуумнасосом или трубкой Вентури, наружный воздух попадает через
отверстие 2 и сопло 3 в камеру 4, представляющую собой внутреннее
кольцо гироскопа, в которую заключен ротор. Отработанный воздух
из камеры 4 выходит, во-первых, через сопла 5 в корпус 7 прибора,
а во-вторых, через трубопровод 7 — в камеру 8 и оттуда через от-
верстия 9 и 10 воздух отсасывается из корпуса насосом из отверстия 7 7.
Магнитная коррекция состоит из пары магнитов 72, сидящих
жестко на одАой оси 13, снабженной эксцентричной заслонкой 14,
Рати ч. 1—22—11
161
одинаково перекрывающей в нейтральном положении оба сопла 5
и подходящие к ним трубопроводы 75. Трубопроводы 15 ведут к пнев-
матическому реле 16. Подвижная мембрана 77 реле сидит на оси 18,
на которую насажена заслонка 19, в равной степени перекрывающая
в нейтральном положении оба отверстия 9 камеры 8.
Фиг. 161. Принципиальная схема гиромагнитного компаса.
Работа магнитной коррекции протекает следующим образом: когда
по какой-либо причине ось ротора хх повернется в горизонтальной
плоскости и составит с магнитной осью некоторый угол в этой плос-
кости, то вместе с ротором повернется камера 4 с соплами 5. При этом
эксцентричная заслонка 14 одно из сопел откроет, а другое прикроет.
В трубопроводах 75 возникнет разность скоростных напоров (в трубо-
проводах 75 тока воздуха нет), создаваемых здесь струями воздуха,
выходящими из сопел 5. Эта разность давлений через реле 16 и заслонку
19 вызывает, в свою очередь, разность реактивных сил, создаваемых
воздушными струями при выходе из камеры 8 через отверстия 9.
Например, поворот ротора вокруг оси zz в направлении, указан-
ном на фиг. 161 стрелкой N, прикроет левое и откроет правое сопло 5;
большее давление создастся в левой части реле; заслонка 19 пойдет
вправо, прикроет нижнее и откроет верхнее отверстие 9; создастся
разность реактивных сил, направленная вниз. Момент этой разности
I62
Фиг. 162. Гиромагнитный
компас (внешний вид).
реактивных сил4Рг изображен на фиг. 161 вектором Мг. Чтобы полу-
чить направление прецессии гироскопа, поворачиваем вектор Мг
на 90° по направлению вращения ротора; вектор прецессии w показы-
вает, что ротор гироскопа начнет вращаться в направлении обратном
показанному стрелкой N, т. е. будет стремиться восстановить ней-
тральное положение.
Очевидно, прецессионное движение будет продолжаться до того
момента, когда разность скоростных напоров в трубопроводах 15
исчезнет, т. е. когда ось ротора хх опять установится параллельно
магнитной оси. Таким образом ось ро-
тора всегда стремится занять положе-
ние, параллельное магнитной оси маг-
нитной системы.
На фигуре изображена еще маятни-
ковая коррекция, назначение которой—
удерживать ось хх гироскопа в гори-
зонтальном положении. Две маятнико-
вые заслонки 20, сидящие на одной оси,
в нейтральном положении, соответст-
вующем моменту, когда на маятник не
действуют никакие ускорения, кроме
ускорения силы тяжести, одинаково
перекрывают с противоположных сторон
оба отверстия 10 камеры 8. При накло-
не внутренней рамки гироскопа (камеры 4), жестко связанной с ка-
мерой 8, маятниковые заслонки будут по-разному перекрывать
отверстия 10. Получающаяся при этом разность реактивных сил
создаст восстанавливающий момент.
Общий вид компаса показан на фиг. 162. Отсчет курса произ-
водится по такой же шкале, как и у гирополукомпаса. К лицевой
стороне прибора прикреплен относительный креномер в виде стеклян-
ной изогнутой трубочки с шариком, заключенным в оправу из пласт-
массы. С верхней стороны к компасу прикреплен девиационный при-
бор изображенного на фиг. 74 типа.
2.	ОШИБКИ ГИРОМАГНИТНОГО КОМПАСА
А. ЗАСТОЙ КОМПАСА
Застой компаса определяется трением в подшипниках внутреннего
кольца гироскопа и чувствительностью реле. Действительно, шток
реле магнитной коррекции начинает двигаться, когда в камерах реле
имеется перепад давлений около 2,5 мм вод. ст. Такой перепад давле-
ний возникает при отклонении оси гироскопа от оси магнитной си-
стемы (т. е. при повороте заслонки) на 0°,5. Таким образом чувстви-
тельность реле определяет ошибку застоя в 0°,5. Начало движения
заслонки реле еще не означает начала движения (прецессирования)
гироскопа: прецессирование может возникнуть только тогда, когда
реактивный момент преодолевает момент трения в подшипниках
163
внутреннего кольца гироскопа, а для этого необходимо, чтобы за-
слонка открыла выходное отверстие реактивной камеры и создалась
необходимая реактивная струя-
На фиг. 161 показано отверстие реактивной камеры. Ширина его—
0,9 мм; отверстие наполовину перекрыто заслонкой. Следовательно,
отверстие откроется полностью и тем самым создастся полная реак-
тивная сила при движении штока заслонки на 0,45 мм. При перепаде
давлений в реле в 2,5 мм шток немедленно почти полностью открывает
отверстие реактивной камеры, создавая тем самым момент, достаточный
для преодоления момента трения в подшипниках кардана.
Подсчитаем величину реактивного момента при следующих дан-
ных компаса:
момент инерции J — 1 гем/сек2;
скорость вращения ротора п — 10 000 об/мин.;
момент трения Л4тр = 0,3 гем;
скорость прецессии и> = 10° в 1 мин.
Тогда
Мг-мтр
где М, — реактивный момент, равный:
МГ =	+ А4тр.
Подставляя сюда числовые величины, найдем:
Afr — 1	30	36-30 + 0,3 = 3’4 гСМ-
Как мы видим, величина реактивного момента более чем в 10 раз
превышает момент трения. Следовательно, уже при движении штока
реле на одну десятую полного его ухода, т. е. на 0,045 мм, создается
реактивный момент, равный 0,34 гем (считая, что момент пропорци-
онален площади открытого отверстия), который в состоянии преодо-
леть момент трения, равный 0,3 гем. Таким образом суммарная ве-
личина застоя компаса не превышает чувствительности реле, т. е. 0°,5-
Б. ОШИБКА ПРП ПЕРЕМЕНЕ КУРСА
Если у компаса девиация не доведена до нуля, то при переходе
самолета с одного курса на другой возникнет ошибка, зависящая от
разности девиаций на старом и новом курсах. Действительно, если
предположить, что разность девиаций составляет 10°, то при пере-
мене курса магнитная система изменит свое положение в горизонталь-
ной плоскости на 10°. Однако гироскоп займет новое положение не
сразу, а спустя некоторое время, определяемое скоростью прецес-
сии. Так как скорость прецессии гироскопа гиромагнитного компаса
составляет в среднем 10° в 1 мин., то гироскоп займет новое положе-
ние для рассматриваемого случая через 1 мин. Немедленно после конца
разворота ошибка составит величину несколько меньшую чем 10°,
так как гироскоп начнет прецессировать, как только магнитная си-
164
стема отклонится от прежнего своего положения на 0°,5. Это произой-
дет в начале разворота, так как девиация имеет обычно плавный ход.
Таким образом к моменту окончания разворота ошибка будет равна
разности девиаций минус угол, на который гироскоп успеет отойти
за время с момента начала разворота.
В общем случае величина рассматриваемой ошибки имеет следую-
щий вид:
А ~	360 • Шс
Здесь Д — ошибка;
Дй — разность девиаций;
шп — скорость прецессии в градусах в минуту;
/q и к2 — старый и новый магнитные курсы самолета;
юс — угловая скорость самолета в оборотах в минуту.
Если принять шп = 10° в 1 мин., то формула примет следующий
вид:
A=_\2-AzA.	(76)
36 <D_	'
Пример. Положим 4,-180°; fc2=90°; о1РО=+ 10°; S90 = + 2°; u>c=2 об/мин-
Тогда:
А = (10° - 2°)->8°° -29°- = 5°,5.
о О 
Следует иметь в виду, что рассматриваемая ошибка довольно
быстро исчезает. Так, в разобранном примере оставшаяся ошибка
в 5°,5 исчезнет через полминуты, так как скорость прецессии гиро-
скопа равна 10° в 1 мин.
Ошибку при перемене курса мы разобрали без учета влияния се-
верной поворотной ошибки. Выражение для ошибки при перемене
курса, данное в формуле (76), при учете влияния северной поворот-
ной ошибки примет следующий вид:
\ = Дй
36 <ос
Знаки плюс и минус означают, что гироскоп может прецессировать
в разные стороны в зависимости от курса и направления разворота.
Таким образом для разобранного выше примера ошибка может
быть в худшем случае 10°,5 в лучшем случае 5°,5.
Кроме этих ошибок, гиромагнитному компасу присуща креновая
ошибка, характер которой был разобран нами в главе о гирополу-
компасе.
3.	МОНТАЖ ГИРОМАГНИТНОГО КОМПАСА И ПОЛЬЗОВАНИЕ КОМПАСОМ
Монтаж гиромагнитного компаса отличается от монтажа гиропо-
лукомпаса только тем, что при монтаже гиромагнитного компаса необ-
ходимо еще учитывать влияние на магнитную систему ферромагнитных
масс и электротоков.
165
Пользование компасом в полете не может встретить никаких за-
труднений. Разворот на определенное число градусов необходимо
произвести без учета девиации, учтя ее только после окончания раз-
ворота, через промежуток времени, достаточный для того, чтобы ось
ротора гироскопа установилась параллельно оси магнитной системы
компаса.
Пример. Необходимо с компасного курса 8° развернуться точно на 45°
вправо.
Девиация на курсе 8° равна 4-2°; на курсе 55° она равна —6°; новый ком-
пасный курс должен быть 61°. Однако немедленно после конца разворота пока-
зание компаса 61° не будет соответствовать магнитному курсу 55°. Действительно,
из формулы (77) находим величину ошибки при перемене курса, считая
<ос = 1 об/мин.:
Л = Дб ±	= 8]± 5Б~ 10 ~ 8° ± 1°.
36 шс	36
Так как северная поворотная ошибка при переходе от курса 10° к курсу 55°
уводит северный конец м.'упитной оси к востоку, то гироскоп при начале раз-
ворота начнет прецессировать к востоку, т. е. в сторону, обратную той, в которую
ему необходимо двигаться, чтобы занять новое положение, определяемое девиа-
цией на новом магнитном курсе 55°. Следовательно, в формуле (77) необходимо
взять плюс, а не минус; тогда окончательно ошибка будет равна 9°. Чтобы избе-
жать этой ошибки, необходимо для разворота с магнитного курса 10° (компас-
ного 8°) на 45° взять немедленно по окончании разворота новый курс, равный
8°	45° = 53°, т. е. не учитывать девиацию.
Так как гироскоп за время разворота успеет уйти на 1°, то показание ком-
паса 53° будет соответствовать магнитному курсу 54°, т. е. почти точно необхо-
димому магнитному курсу 55°. После окончания разворота необходимо медленно,
в течение примерно 1 мин., довести показание компаса до компасного курса 61°.
Определяют и уничтожают девиацию у гиромагнитного компаса
по существу так же, как у магнитного компаса; различие заключается
только в следующем:
а)	если работа проводится на земле, необходимо создать в при-
боре нужное разрежение, которое может быть замерено обычным
манометром, присоединенным через тройник близ штуцера прибора;
б)	установив самолет на новый курс, необходимо подождать,
пока гироскоп не кончит прецессировать и не займет определенное
положение;
в)	такую же выдержку необходимо делать каждый раз после из-
менения положения магнитиков-уничтожителей девиационного при-
бора.
Гиромагнитный компас требует аккуратного и точного доведения
остаточной девиации до минимальных величин, в противном случае
пользование им в полете сопряжено с трудностями.
ГЛАВА V
ДИСТАНЦИОННЫЙ ПНЕВМАТИЧЕСКИЙ КОМПАС
Для устранения ошибок девиации в дистанционном пневматиче-
ском магнитном компасе чувствительный элемент прибора удален
от ферромагнитных масс самолета.
Фиг. 163. Принципиальная схема Дистанционного
пневматического компаса.
Схема действия компаса изображена на фиг. 163.
В матке компаса 7 помещена на оси магнитная стрелка 2, жестко
связанная с эксцентричной заслонкой 3, равно перекрывающей в ней-
тральном положении сопла 4. Трубка Вентури 5 непрерывно отса-
сывает через трубопровод воздух из камеры б. В камере 6 создается
разрежение, и в нее устремляется через сопла 4 воздух, уходящий
наружу через трубку Вентури. При одинаково перекрытых соплах 4
в трубопроводах 8 и 9 создаются равные аэродинамические давления,
передаваемые на мембрану курсоуказателя 10; при равных давлениях
в трубопроводах стрелка курсоуказателя стоит нейтрально. Если
заслонка 3 перекрывает сопла неодинаково, то в трубопроводах 8
и 9 создается разность давлений, и стрелка курсоуказателя откло-
нится. Для устранения создавшейся разности давлений летчику
167
необходимо повернуть самолет, а с ним и корпус матки, относительно
магнитной системы так, чтобы сопла подошли под заслонку 3 и пере-
крылись ею одинаково.
Фиг- 164. Детали ДПК.
1—матка, 2—задатчик курса, 3—трубка Вентури,
4—курсоуказатель.
курса,
7 —матка,
э—трубка
ДПК-
2—задатчик
Вентури, 4—курсо-
указатель
Для установки на курс компас имеет следующее устройство: ка-
мера 6 вместе с трубопроводами и корпусом 11 может вращаться на
360° в обе стороны с помощью задатчи-
ка курса 12 через гибкий валик и чер-
вяк 7. При повороте рукоятки задатчика
на некоторое число градусов на то же
число градусов поворачивается по-
движная часть матки. Сопла при этом
перекрываются заслонкой 3 неодина-
ково, что сказывается на отклонении
стрелки курсоуказателя. Чтобы уста-
новить самолет на соответствующий
курс, летчику необходимо повернуть
самолет, а с ним и матку компаса, на
то же число градусов, на которое была
повернута подвижная часть матки. При
этом поворачивать самолет необходимо
всегда в сторону, обратную той, в кото-
рую отошла стрелка при вращении ру-
коятки курсоуказателя. В противном
случае летчик может привести стрелку
в нейтральное положение с ошибкой на
два нейтральных положения заслонки
180°, так как существуют
относительно сопел. Эту ошибку летчик может легко обнаружить
незначительным поворотом самолета от нейтрального курса: при
168
ошибке на 180° стрелка курсоуказателя будет отклоняться в сто-
рону, противоположную повороту.
На фиг. 164 изображены детали дистанционного компаса. На
фиг. 165 — монтажная схема его на самолете.
Преимуществом пневматического компаса перед обычным магнит-
ным является небольшой габарит устанавливаемого в кабине пилота
курсоуказателя, а также небольшие девиации, создаваемые у прибора.
Недостаток компаса — непостоянная чувствительность. Прибор
имеет редукционный клапан, назначение которого — поддерживать
постоянный вакуум в системе; но вследствие своей незначительности—
около 50 мм рт. ст. — величина вакуума все время колеблется. Кроме
того, ряд причин конструктивного характера не позволяют точно
и на длительный срок отрегулировать прибор. В результате стрелка
курсоуказателя в полете бывает или слишком чувствительна, или
слишком инертна. Поэтому прибор не имеет распространения. В ка-
честве самостоятельного прибора дистанционный пневматический ком-,
пас встречается на германских самолетах. У нас он применяется
в качестве корректора курса в автопилотах.
ГЛАВА VI
СОЛНЕЧНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ КУРСА
Солнечный указатель курса автоматически удерживает визирную
Фиг. 166. Принципиальная схема
солнечного указателя курса.
казано направление солнечных
на солнце.
Впервые этот прибор был при-
менен на самолете Амундсеном при
полете его до 88° сев. широты. С
тех пор солнечный указатель курса
получил довольно широкое распро-
странение для полетов в северных
широтах, где пользование магнит-
ным компасом затруднительно.
Кроме того, солнечным указа-
телем курса пользуются при поле-
тах на аэросъемку, где требуется
очень точное сохранение курса.
Схема указателя курса изобра-
жена на фиг. 166. Стрелками no-
лучей; точка А — положение на-
блюдателя на земной поверхности на широте у. Для простоты взят
случай, когда склонение солнца равно нулю, т. е. солнце находится
в зените экватора, и его лучи перпендикулярны земной оси. Визирная
рамка 7 прибора установлена так, что ее ось 2 параллельна направле-
нию земной оси. Ось рамки повернута относительно горизонта на угол
широты места, а визирная рамка находится в плоскости меридиана,
совпадающего с плоскостью чертежа. Лимб 3 прибора установлен при
этом горизонтально. Если в некоторый момент повернуть визирную
рамку в направлении на солнце, а затем заставить ее вращаться с угло-
вой скоростью солнца в направлении его видимого вращения, то рамка
будет «следить» за солнцем.
Прибор снабжен горизонтальным вращающимся лимбом (фиг. 167)
со шкалой и неподвижным индексом, устанавливаемым в диаметраль-
ной плоскости самолета. Посредством часового механизма визирная
рамка устанавливается от нуля лимба на угол т, равный истинному
солнечному времени. В дальнейшем рамка вращается, «следя» за солн-
цем, и сохраняет для каждого момента правильный угол истинного
солнечного времени. На фиг. 167 это время соответствует, примерно,
170
18 час., когда солнце находится на западе. Лимб прибора устанавли-
вается делением, равным истинному курсу, против неподвижного
индекса 2. На фиг. это деление соответствует углу к. Если летчик
развернет самолет так, что визирная рамка будет направлена на солнце,
то самолет окажется как раз на курсе, равном углу к.
Это положение будет верным до тех пор, пока угол, установлен-
ный на приборе, будет равен истинному местному солнечному вре-
мени, а для этого необходимо знать долготу полета. Солнечный ука-
затель курса используется обычно при полете по одному меридиану,
т. е. когда долгота установлена один раз на все время полета.
Однако, возможно использование указателя курса и при переходе
с одного меридиана на другой. В таком случае необходимо точно
знать скорость изменения долготы и время
от времени устанавливать новое солнечное
время для нового меридиана Ч
На фиг. 168 изображен солнечный
указатель курса системы НИИ-12 НКОП.
Визирная рамка прибора состоит из лин-
зы с диафрагмой ирис и матового стекла
с перекрестием, на которое проектируется
солнечный «зайчик». На матовом стекле
нанесены две концентричные окружности.
Смещение «зайчика» с вертикальной линии
в пределах малой окружности дает откло-
нение курса на 5°, в пределах большой
окружности — на 10°. Визирная рамка
может наклоняться на угол склонения
солнца^ эту установку нужно произво-
дить до вылета. От внешних влияний ви-
зирная рамка защищена стеклянным кол- Фиг. 167. Скема установки
паком.	солнечного указателя курса
Прибор имеет часовой механизм со	на самолете,
стрелками, на циферблате которого уста-
навливается местное истинное солнечное время. На наружном
ободе часового механизма находится шкала широт для установки
прибора на широту места.
Лимб прибора вертикальный, градуированный через 1°. Под лим-
бом помещается индекс; последний не должен менять своего положе-
ния только при одном условии: если постоянна величина сноса само-
лета ветром. Эту величину необходимо предварительно установить,
повернув индекс против деления, соответствующего сносу, указан-
ному на шкале сносов. Шкала сносов находится под индексом; она
1 Можно^ уст роить в приборе регулирующий механизм, автоматически уста-
навливающий местное солнечное время для данной долготы. Этот механизм должен
представлять собой, очевидно, регулятор скорости часового механизма с доста-
точно большим диапазоном скоростей. Зная скорость изменения долготы, уста-
навливают ее на механизме. Прибор будет показывать местное истинное солнеч-
ное время.
171
разградуирована в обе стороны от нуля на 35°. При изменении
в полете величины сноса, индекс необходимо соответствующим обра-
зом переставить.
Прибор имеет кронштейн с четырьмя отверстиями под болты
для установки его на горизонтальной площадке самолета в месте,
Фиг. 168. Солнечный указатель курса
(общий вид).
со всех сторон открытом Для
солнечных лучей.
Желательно, чтобы перед
прибором на самолете нахо-
дился козырек, предохраняю-
щий прибор от встречного
потока.
Прибор имеет электриче-
ский обогрев (электропечь),
рассчитанный на напряжение
в 24 V. Сбоку на корпусе ча-
сов находятся клеммы для
подводки проводов. Электро-
печь потребляет около 25 W.
В настоящее время скон-
струирован дистанционный
солнечный указатель курса,
у которого на головке уста-
новлены два фотоэлемента,
связанные через усилитель-
ную схему с гальванометром.
Когда головка прибора на-
ходится в нейтральном поло-
жении, солнечный луч падает
между фотоэлементами, тока
в сети нет, и гальванометр
стоит на нуле. При отклоне-
нии самолета от курса сол-
нечный луч падает на один
из фотоэлементов, и ток в
сети заставляет стрелку галь-
ванометра отклоняться в сто-
рону поворота самолета. Го-
ловку прибора устанавливают
вручную (непосредственно
или через дистанционное уп-
равление) на угол местного
солнечного времени.
Дальнейшей модификацией этого прибора является солнечный
компас, у которого головка с фотоэлементами стремится автомати-
чески занять нейтральное положение. Это достигается небольшими
моторчиками, включающимися через реле, как только солнечный луч
падает на фотоэлемент. Движения головки компаса передаются син-
17?
хронно на указатели, разградуированные на 360°, установленные
у пилота и штурмана.
Чтобы при кренах самолета прибор не выходил из строя, прием-
ник его устанавливают на гироскопический горизонт. Если в этом
приборе будет еще решена задача автоматической установки мест-
ного солнечного времени, что особенно важно при полетах не по ме-
ридиану, то в условиях ясного неба такой прибор значительно об-
легчит работу пилота и штурмана по определению и сохранению
курса.
ИСПОЛЬЗОВАННАЯ ЛИТЕРАТУРА
Брандт. Авиационные приборы, Воениздат, 1939, ч. IV.
Колпаков. Авиационные приборы, Воениздат, 1939, ч. III.
Коренев. Магнитный компас на самолете, 1928.
Крылов. О земном магнетизме, изд. Гидрографич. упр., 1922.
К у д р е в и ч. Теория и практика гироскопического компаса, изд. Гидро
графич. упр., 1924-
Молчанов. Курс аэронавигации, ОНТИ, М-—Л., 1937.
Мосцепан. Руководство по самолетовождению, Военгиз, 1937.
П е б а рт. Дистанционный пневматический компас, 1934.
Р и дигер и Оглоблинский. Руководство по девиации компаса
1895.
Хвольсон. Курс физики, Берлин, 1923.
X л ю с т и н. Девиация магнитного компаса, Гострансиздат, 1935.
Ферри. Прикладная гиродинамика, ОНТИ, М-—Л., 1936.
Щ и п а н о в. Теория, расчет и методы конструирования авиационных при
боров, ОНТИ, М—Л., 1936.
Журналы и проспекты фирм.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Введение. Общие сведения о приборах.................................. 3
1.	Классификация приборов........................................ —
2.	Общие требования к приборам.................................. 4
3.	Ошибки приборов.............................•................ 8
4.	Классификация компасов....................................... 14
Глава I- Сведения о магнетизме...................................... 19
1.	Закон Кулона.................................................. —
2.	О магнитах.......................................... 	 .	20
3.	Магнитная индукция .	•................. •	......... 21
4.	Магнитный гистерезис..........................’............. 22
5.	Земной магнетизм......	. .	........................ 24
Глава П- Магнитный компас........................................... 28
1.	Историческая справка......................................... —
2.	Принцип работы магнитного компаса........................... 29
3.	Колебания картушки в горизонтальной	плоскости............... 30
4-	Характеристика компаса...................................... 37
5.	Элементы конструкции магнитного компаса..................... 43
6.	Ошибки компаса................................ • - -	54
7.	Поверка компаса............................................. 55
8.	Теория девиации магнитного компаса.......................... 56
9.	Северная поворотная ошибка................................. 105
10.	Пользование компасом в полете  	   113
11.	Описание некоторых компасов............................... 117
12.	Установка компаса на самолете............................. 127
Г т а в а III- Гироскопический полу компас.......................   129
1.	Историческая справка........................................ —
2.	Общие сведения из элементарной теории гироскопа........... 130
3.	Уравнения движения гироскопа .	-.........................  135
4.	Влияние вращения земли.................... ....	. . 139
5.	Влияние изменения местоположения самолета .	... 144
6.	Гирополукомпас завода им. С. Орджоникидзе................. 145
7.	Креновая ошибка гирополукомпаса .......................... 146
8.	Питание гирополукомпаса................................... 148
9-	Монтаж гирополукомпаса.................................... 156
10.	Пользование гирополукомпасом.............................  '59
Глава IV- Гиромагнитный компас ................................ ...	161
1.	Конструкция компаса......................................... —
2.	Ошибки гиромагнитного компаса............................. 163
3.	Монтаж гиромагнитного компаса и пользование компасом .	165
Глава V- Дистанционный пневматический компас........................167
Глава VI- Солнечный указатель курса................................ 170
Редактор Э. С. Нелидова
Техн, редактор Л. Н. Саиари
Сдано в набор 14/1—1940 г. Подписан;
к печати 4/IV—1940 г. Авт. дог. № 4 3.
Индекс А7О-5-2. Тиран; 6000. Колич. печ.
лист. 11. Учетно-авт. лист. 11 >85. Фор-
мат бумаги 60X9271.. Уполн. Главлпта
А-26097. Зак. Д'” 22.
Типография Оборонгиаа.
Киев, Крещатик, 42