Браславский Д. А., Логунов С. С. Приборы на самолете Издание: Браславский Д. А., Логунов С. С. Приборы на самолете. - М.: Оборонгиз. Главная редакция авиационной литературы, 1947. - 524 с. Тираж 10500 экз. Цена 18 руб. Scan: Андрей Мятишкин (amyatishkin@mail.ru) Аннотация издательства: Книга "Приборы на самолете" составлена по материалу книги "Авиационные приборы", выпущенной теми же авторами в 1941 г. Первоначальное издание значительно переработано и расширено. Настоящая книга отражает современное состояние отечественного приборостроения. В книге рассматриваются изготовляемые в настоящее время пилотажно-навигационные приборы и приборы, контролирующие работу авиационного двигателя. В книге десять глав, из которых первые две являются вводными и содержат общие сведения об авиационных приборах и описание условий их эксплоатации. Остальные главы посвящены рассмотрению применяемых в настоящее время авиационных приборов с описанием принципа их действия, назначения, конструкции, методов проверки и монтажа на самолете. Книга утверждена в качестве учебного пособия для авиационных техникумов, но может быть широко использована в практической работе инженерами и техниками эксплоатационной службы ВВС ВС СССР Книга в формате DjVu разбита на три части в соответствии с разделами, в каждой части оставлено содержание: Главы 1-5 - 4351 кб Главы 6-10 - 3414 кб Фотографии из книги - 920 кб Невыправленный текст в формате TXT - 943 кб ОГЛАВЛЕНИЕ Предисловие (стр. 3) ГЛАВА ПЕРВАЯ. НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИМЕНЕНИЕ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРОВ § 1. Полет самолета (стр. 5) Режим полета (стр. 5) Равновесие самолета (стр. 5) Горизонтальный прямолинейный полет в ясную погоду (стр. 9) Слепой полет (стр. 11) Эволюции самолета (стр. 14) § 2. Авиационные двигатели (стр. 15) Типы двигателей (стр. 15) Бензиновый двигатель (стр. 16) Двигатель тяжелого топлива (стр. 20) § 3. Самолетовождение (стр. 22) Предмет аэронавигации (стр. 22) Способы ориентировки (стр. 22) Направление и скорость полета (стр. 23) Расчетное местоположение самолета (стр. 26) ГЛАВА ВТОРАЯ. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРАХ § А. Классификация авиационных приборов (стр. 31) § 5. Влияние условий эксплоатацни на работу авиационных приборов (стр. 32) Температура воздуха (стр. 32) Влажность воздуха (стр. 33) Плотность воздуха (стр. 34) Наклоны и перегрузки (стр. 35) Вибрация самолета (стр. 35) Пыль (стр. 38) § 6. Общие требования к авиационным приборам (стр. 38) § 7. Размещение авиационных приборов на самолете (стр. 39) Приборные доски (стр. 39) Амортизация приборных досок (стр. 42) Освещение авиационных приборов (стр. 45) § 8. Элементы авиационных приборов (стр. 47) Основные части авиационных приборов (стр. 47) Монтажные детали (стр. 51) ГЛАВА ТРЕТЬЯ. МАНОМЕТРИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ § 9. Элементы манометрических приборов (стр. 58) Измерение давления (стр. 58) Чувствительный элемент (стр. 60) Передаточный механизм (стр. 66) Принципы регулирования передаточного механизма (стр. 69) Биметаллическая температурная компенсация (стр. 72) § 10. Манометр бензина (стр. 74) Назначение (стр. 74) Принцип действия (стр. 74) Конструкция (стр. 75) Лабораторная проверка (стр. 78) §11. Манометр масла (стр. 78) Назначение (стр. 78) Конструкция (стр. 79) Лабораторная проверка (стр. 79) § 12. Паровой термометр (стр. 82) Назначение . (стр. 82) Принцип действия и конструкция (стр. 82) Лабораторная проверка (стр. 87) § 13. Трехстрелочный индикатор (стр. 88) Назначение (стр. 88) Конструкция (стр. 88) Кассетный Трехстрелочный индикатор (стр. 90) § 14. Мановакуумметр (стр. 92) Назначение . (стр. 92) Принцип действия (стр. 92) Конструкция (стр. 92) Лабораторная проверка (стр. 93) § 15. Гидростатический бензиномер (стр. 96) Назначение (стр. 96) Принцип действия (стр. 96) Конструкция (стр. 97) § 16. Указатель скорости (стр. 102) Назначение (стр. 102) Принцип действия (стр. 103) Конструкция указателя скорости (стр. 109) Тарировка и лабораторная проверка указателя скорости (стр. 115) Проверка указателя скорости на самолете (стр. 118) § 17. Высотомер (стр. 121) Назначение и принцип действия (стр. 121) Конструкция (стр. 126) Лабораторная проверка (стр. 128) Проверка на самолете (стр. 130) § 18. Вариометр (стр. 131) Назначение (стр. 131) Принцип действия (стр. 132) Конструкция (стр. 133) Лабораторная проверка (стр. 135) § 19. Манометрические приборы с унифицированным механизмом (стр. 137) ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ. МАГНИТНЫЕ КОМПАСЫ § 20. Сведения о земном магнетизме (стр. 140) § 21. Общие сведения о магнитных компасах (стр. 144) Назначение (стр. 144) Элементы и характеристики компасов (стр. 145) § 22. Типы компасов, их конструкция и монтаж (стр. 150) Компас А-4 (стр. 150) Компас КИ-11 (стр. 151) Монтаж компасов на самолете (стр. 155) § 23. Девиация магнитного компаса (стр. 159) Сведения из теории девиации (стр. 159) Определение и устранение девиации (стр. 165) Определение девиации в полете (стр. 171) Изменение девиации со временем (стр. 172) § 24. Поведение компаса в полете (стр. 172) ГЛАВА ПЯТАЯ. ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ § 25. Понятие об электрических авиационных приборах (стр. 178) § 26. Законы постоянного электрического тока (стр. 179) Основные понятия и единицы измерений (стр. 179) Закон Ома (стр. 180) Последовательное и параллельное соединение проводников (стр. 181) Сопротивление и электропроводность металлов (стр. 183) Нагревание проводников электрическим током (стр. 184) § 27. Магнетизм (стр. 186) Основные понятия (стр. 186) Действие магнитного поля на постоянный магнит (стр. 189) Ферромагнитные материалы (стр. 190) § 28. Электромагнетизм (стр. 191) Магнитное поле электрического тока (стр. 191) Действие магнитного поля на ток (стр. 194) Электромагнитная индукция (стр. 197) Токи Фуко (стр. 198) § 29. Законы переменного электрического тока (стр. 199) Синусоидальный переменный ток (стр. 199) Индуктивное сопротивление (стр. 200) Конденсатор и емкостное сопротивление (стр. 202) Закон Ома для цепи переменного тока (стр. 204) Эффективные значения токов и напряжений. Мощность (стр. 205) Генерирование переменного тока (стр. 207) Трехфазный ток (стр. 209) § 30. Бортовая электросеть самолета (стр. 210) Источники электроэнергии на самолете (стр. 210) Регуляторные коробки (стр. 212) Электрощитки (стр. 213) Выключатели и переключатели (стр. 213) Плавкие предохранители (стр. 215) Автомат защиты (стр. 2l7) Переходные коробки (стр. 218) Штепсельные разъемы (стр. 219) Электропроводка (стр. 219) Металлические чулки для прокладки проводов (стр. 221) Крепление труб и шлангов . . (стр. 223) Требования к монтажу (стр. 223) § 31. Гальванометры и логометры (стр. 224) Указатели электрических авиаприборов (стр. 224) Магнитоэлектрический гальванометр (стр. 224) Гальванометр с внутрирамочным магнитом (стр. 226) Логометры (стр. 227) Приборы с подвижным магнитом (стр. 228) § 32. Электрические термометры сопротивления типа ТМЭ-41, ТВЭ-40, ТКЭ-41 и ТМЭ-45 (стр. 229) Назначение (стр. 229) Принцип действия (стр. 229) Указатель (стр. 232) Приемник ТМЭ-41 (стр. 234) Соединительные провода (стр. 236) Погрешности (стр. 236) Проверка приемника перед монтажом (стр. 236) Установка термометра на самолете (стр. 237) Электрический термометр сопротивления ТМЭ-45 (стр. 241) § 33. Термоэлектрический термометр цилиндров ТЦТ-9 (стр. 242) Назначение (стр. 242) Принцип действия (стр. 242) Приемник (стр. 244) Указатель (стр. 245) Монтаж прибора на самолете (стр. 248) § 34. Электрический газоанализатор ГЭА-50 (стр. 251) Сгорание горючего в цилиндре двигателя (стр. 251) Принцип устройства газоанализатора (стр. 254) Датчик (стр. 257) Указатель (стр. 258) Погрешности газоанализатора (стр. 259) Монтажные детали (стр. 259) Монтаж газоанализатора (стр. 260) Подготовка газоанализатора перед полетом (стр. 260) Пользование газоанализатором в полете (стр. 262) Проверка газоанализатора после полета (стр. 263) § 35. Электрические дистанционные манометры унифицированного типа ЭДМУ (стр. 264) Назначение (стр. 264) Принцип действия (стр. 266) Конструкция приемников давления (стр. 269) Конструкция указателя (стр. 271) Лабораторная проверка (стр. 274) Монтаж ЭДМУ (стр. 274) § 36. Дистанционный двухстрелочный электрический тахометр ТЭ-22 (стр. 275) Назначение и принцип действия (стр. 275) Конструкция (стр. 276) Монтаж тахометра (стр. 280) Погрешности комплекта (стр. 283) Указатель тахометра ТЭ-44 (стр. 283) Указатель тахометра ТЭ-45 (стр. 283) § 37. Электрический дистанционный бензиномер БЭ-40 (стр. 285) Назначение и устройство (стр. 285) Датчик и указатель бензиномера БЭ-40 (стр. 285) Погрешности комплекта (стр. 289) Электрический бензиномер БЭ-46 (стр. 289) § 38. Электрический дистанционный суммирующий бензиномер СБЭ-40 (стр. 289) Назначение и устройство (стр. 289) Монтаж бензиномеров БЭ-40 и СБЭ-40 на самолете (стр. 292) § 39. Электрический указатель положения закрылков УЗ-40 (стр. 293) Назначение (стр. 293) Датчик ДЗ-40 и указатель УЗ-40 (стр. 295) Основные данные комплекта (стр. 295) Монтаж на самолете (стр. 296) § 40. Автомат регулирования температуры АРТ-41 (стр. 296) Назначение (стр. 296) Принцип действия (стр. 296) Элементы автомата АРТ-41 (стр. 300) Датчик регулятора температуры ДРТБ-41 (стр. 301) Электромагнитное двойное реле РЭД-43 (стр. 303) Гибкий вал с арматурой (стр. 304) Электромеханизм дистанционного управления УР-2 (стр. 304) Переключатели (стр. 306) Монтаж автомата АРТ-41 (стр. 306) Настройка автомата АРТ-41 (стр. 307) ГЛАВА ШЕСТАЯ. ДИСТАНЦИОННЫЕ МАГНИТНЫЕ КОМПАСЫ § 41. Проблема дистанционного компаса (стр. 310) Классификация дистанционных компасов (стр. 311) Дистанционный компас Патин (стр. 311) Дистанционный компас Магнесин (стр. 314) § 42. Потенциометрический дистанционный компас ПДК-44 (стр. 316) Принцип действия (стр. 316) Датчик ПДК-44 (стр. 318) Указатель ПДК-44 (стр. 320) Основные данные компаса ПДК-44 (стр. 322) Монтаж компаса ПДК-44 (стр. 322) Устранение девиации (стр. 326) Пользование компасом ПДК-44 (стр. 326) ГЛАВА СЕДЬМАЯ. МЕХАНИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ § 43. Центробежный тахометр (стр. 328) Назначение и принцип действия (стр. 328) Конструкция (стр. 329) Гибкий вал (стр. 329) Монтаж тахометра и гибкого вала (стр. 332) Тахометр центробежный ТЦ-45 (стр. 334) § 44. Акселерометр (стр. 334) Назначение и принцип действия (стр. 334) Конструкция (стр. 335) ГЛАВА ВОСЬМАЯ. НАВИГАЦИОННЫЕ ИНСТРУМЕНТЫ § 45. Визир ОПБ-1м (стр. 338) Назначение и устройство (стр. 338) Определение угла сноса (стр. 340) Определение путевой скорости (стр. 341) § 46. Ветрочет (стр. 342) Назначение и устройство (стр. 342) Определение ветра по двум углам сноса (стр. 344) § 47. Счетная аэронавигационная линейка (стр. 345) Назначение и устройство (стр. 345) ГЛАВА ДЕВЯТАЯ. ГИРОСКОПИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ § 48. Некоторые сведения из механики (стр. 347) Абсолютное и относительное движение (стр. 347) Поступательное и вращательное движение (стр. 347) Понятие о мгновенной скорости (стр. 349) Сложение и разложение сил (стр. 349) Ускорение тел под действием сил (стр. 351) Ускорение силы тяжести (стр. 352) Подсчет массы и момента инерции тела (стр. 352) Силы, возникающие при движении тел с ускорением (стр. 353) Степени свободы (стр. 354) Центр тяжести и виды равновесия (стр. 355) Силы трения (стр. 356) § 49. Применение гироскопа на самолете (стр. 357) § 50. Гироскоп и его свойство (стр. 360) Понятие о гироскопе (стр. 360) Гироскоп с тремя степенями свободы (стр. 361) Кажущееся движение свободного гироскопа (стр. 366) Гироскоп с направляющей силой (стр. 368) Гироскоп с двумя степенями свободы (стр. 372) § 51. Указатель поворота и указатель скольжения (стр. 374) Назначение (стр. 374) Принцип действия указателя поворота (стр. 374) Принцип действия указателя скольжения (стр. 378) Конструкция указателя поворота и указателя скольжения (стр. 380) Лабораторная проверка (стр. 382) § 52. Авиагоризонт АГП-2 (стр. 383) Назначение (стр. 383) Принцип действия (стр. 383) Конструкция (стр. 389) Работа авиагоризонта АГП-2 (стр. 392) § 53. Авиагоризонт АГ-2 (стр. 393) Конструкция (стр. 393) Лабораторная проверка авиагоризонтов АГП-2 и АГ-2 . (стр. 394) § 54. Гирополукомпас (стр. 395) Назначение (стр. 395) Принцип действия (стр. 395) Конструкция (стр. 397) § 55. Гиромагнитный компас ГМК-2 (стр. 399) Назначение (стр. 399) Принцип действия (стр. 400) Конструкция (стр. 405) Работа ГМК-2 (стр. 407) Девиация ГМК-2 и конструкция девиационного прибора (стр. 407) Лабораторная проверка ГМК-2 (стр. 409) § 56. Пневматическое питание гироскопических приборов (стр. 409) Источники питания (стр. 409) Трубка Вентури (стр. 410) Вакуумнасос АК-4 (стр. 412) Регуляторы вакуума и давления (стр. 414) Пылевой фильтр (стр. 416) Монтажные детали (стр. 418) Схемы вакуумного питания (стр. 420) Схемы компрессивного питания (стр. 422) Бортовая проверка гироприборов (стр. 425) Установка гироприборов на приборной доске самолета (стр. 427) Проверка разрежения в гироприборах (стр. 428) ГЛАВА ДЕСЯТАЯ. АВТОПИЛОТ § 57. Назначение автопилота и принцип его работы (стр. 429) Назначение (стр. 429) Стабилизация самолета вокруг главных осей устойчивости (стр. 429) Простейший автомат курса (стр. 430) Пропорциональное регулирование и обратная связь (стр. 434) Работа автомата курса с обратной связью (стр. 435) § 58. Автопилот АП-42 (стр. 437) Гирополукомпас для автомата курса АП-42 (стр. 437) Автоматическая стабилизация самолета вокруг оси ZZ (стр. 439) Автоматическая стабилизация самолета вокруг оси XX (стр. 441) Пневматическая схема (стр. 442) Гидравлическая схема (стр. 442) Электрическая схема (стр. 442) Возможные изменения в схеме автопилота АП-42 (стр. 445) § 59. Конструкция автопилота АП-42 (стр. 445) Автомат курса (стр. 445) Коррекция курсового гироскопа (стр. 451) Коррекция курса от радиополукомпаса (стр. 455) Автомат продольной и поперечной стабилизации (стр. 455) Монтажный кронштейн (стр. 459) Гидравлический агрегат (стр. 459) Рулевые машинки (стр. 466) Масляный бачок (стр. 467) Двухстрелочный манометр (стр. 467) Дренажный бачок (стр. 467) Регулятор давления воздуха (стр. 469) Масляный фильтр (стр. 469) Обратные масляный и воздушный клапаны (стр. 469) Источники питания системы автопилота (стр. 470) Механизмы дистанционного управления (стр. 471) Основные характеристики автопилота АП-42 (стр. 474) § 60. Монтаж автопилота АП-42 на самолете (стр. 474) Размещение агрегатов на самолете (стр. 474) Монтаж системы управления (стр. 478) Монтаж обратной связи (стр. 478) Монтаж системы включения автопилота (стр. 483) Монтаж гидравлической системы (стр. 483) Монтаж пневматической системы (стр. 484) Монтаж электрической схемы (стр. 485) § 61. Испытания автопилота АП-42 (стр. 486) Проверка монтажа (стр. 486) Испытания после монтажа (стр. 487) Испытания автопилота перед полетом (стр. 489) Испытания в полете (стр. 489) § 62. Эксплоатация автопилота АП-42 (стр. 490) Осмотр автопилота перед полетом (стр. 490) Пользование автопилотом в полете (стр. 490) Уход за автопилотом (стр. 491-) § 63. Автопилот АП-45 (стр. 492) Принципиальная схема автопилота АП-45 (стр. 493) Конструкции гироулла автомата курса АП-45 (стр. 497) Конструкция гироузла автомата поперечной и продольной стабилизации АП-45 (стр. 497) Монтаж и эксплоатация АП-45 (стр. 499) § 64. Проблема электрического автопилота (стр. 499) Заключение (стр. 500) Приложения: 1. Аэродинамическая таблица (стр. 502) 2. Гипсометрическая таблица (стр. 508) ПРЕДИСЛОВИЕ Авиационная техника получила за последние годы исключительное развитие, в первую очередь в связи с применением реактивных двигателей, а также с увеличением мощности дальних самолетов. Современные самолеты летают со скоростью, близкой к скорости звука, и могут в течение одного полета покрывать расстояние, равное диаметру земного шара. Полет может происходить в любое время дня и ночи, независимо от видимости земных ориентиров. Всем этим достижениям авиации в большой мере способствовало создание приборов и автоматов, обеспечивающих контроль полета и решающих сложные задачи автоматического управления самолетом и ориентировки в пространстве. В свою очередь развитие авиационной техники повлекло за собой появление новых конструкций авиационных приборов, модернизацию и усовершенствование существующих конструкций, а также перевод целых групп приборов на электрические схемы. С каждым годом повышается удельный вес и значение приборов на самолете. Можно сказать, что развитие авиационного приборостроения является одним из важнейших факторов, определяющих общий технический уровень авиации. Так же, как и в других областях техники, развитие авиационных приборов идет по пути повышения их точности и автоматизации всех процессов управления самолетом. В настоящей книге описаны пилотажно-навигационные и моторные приборы, применяемые на самолетах. Некоторые из них следует считать в настоящее время морально устаревшими (например, гидравлические термометры и манометры, пневматические гироприборы, пневмо-гидравлические автопилоты и др.). Тем не менее описание этих приборов приведено в книге, так как они еще применяются на самолетах и, кроме того, представляют интерес как учебный материал. С другой стороны, авторы не имели возможности рассмотреть в книге все новые конструкции, так как многие из них нельзя считать достаточно установившимися, а в основу данного труда положено описание приборов, вошедших в эксплоатацию. Учитывая общую тенденцию развития электрических авиационных приборов, авторы сочли целесообразным в главе об электрических приборах дать в качестве справочного материала общие сведения из электротехники. Кроме принципов действия и конструкций приборов, в книге рассматривается применение приборов в процессе пилотирования, самолетовождения и контроля работы двигателя; приводятся также сведения о монтаже приборов и условиях их эксплоатации. В настоящем издании частично использован материал, опубликованный авторами в 1941 г. в книге "Авиационные приборы". Книга "Приборы на самолете" предназначается в качестве учебного пособия для студентов авиационных техникумов. Публикуемый материал может быть также широко использован техническим составом гражданской и военной авиации, связанным с эксплоатацией приборов. Авторы выражают признательность Г. С. Френкелю, взявшему на себя труд по научному редактированию настоящего труда и давшему ряд ценных указаний, а также благодарят Г. Н. Красникова за проделанную работу по оформлению иллюстраций. ГЛАВА ПЕРВАЯ НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИМЕНЕНИЕ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРОВ § 1. Полет самолета Режим полета. Каждый полет связан с выполнением определенного задания, от содержания которого зависят ско- рость, направление и высота полета. Совокупность этих трех элементов определяет собой навигационный режим полета. Для сохранения необходимого режима летчик должен не- прерывно поддерживать равновесие самолета в воздухе и кон- тролировать его положение относительно земли. Эти задачи решаются при помощи приборов: приборы винтомоторной груп- пы дают возможность выбрать необходимый режим работы двигателя и наблюдать за его исправностью; пилотажно-нави- гационные приборы дают возможность определить положение самолета и скорость его движения. В зависимости от условий погоды летчик устанавливает и сохраняет требуемый навига- ционный режим полета при помощи той или иной группы пи- лотажных приборов. Равновесие самолета. Под влиянием порывов вет- ра, колебания тяги винта и других факторов самолет может отклоняться от первоначального положения, и летчик, действуя рулями, непрерывно возвращает самолет в прежнее поло- жение. Отклонение самолета может происходить в трех направле- ниях (фиг. 1): продольном (вокруг оси ZZ), поперечном (во- круг оси XX) и по курсу (вокруг оси YY). Для поворота самолета вокруг оси ZZ летчик воздействует ручкой управления на руль глубины. Вокруг оси XX летчик поворачивает самолет при помощи штурвала, воздействующе- го на элероны. Поворот самолета вокруг оси YY осуществляет- ся ножным управлением - педалями, связанными с рулем по- ворота. 6 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов Положение самолета в пространстве определяется направле- нием его осей относительно плоскости горизонта и плоскости географического (истинного) меридиана (фиг. 2). Угол а между осью самолета XX и плоскостью горизонта называется углом продольного крена. Угол к между осью са- молета ZZ и плоскостью горизонта называется углом попереч- ного крена. Углы продольного и поперечного крена можно Y КилЬ f/jflb г. *Х НоЖное управление Y Фиг. 1. Органы управления самолетом. отсчитывать от вертикали, так как вертикаль всегда перпенди- кулярна плоскости горизонта в данном месте земли. Угол у между плоскостью симметрии самолета и полуден- ной линией (линия пересечения горизонта с плоскостью истин- ного меридиана) называется истинным курсом самолета. Равновесие самолета в воздухе неразрывно связано с его положением относительно плоскости горизонта, т. е. с углами продольного и поперечного крена самолета. Соответственно этому равновесие самолета вокруг оси ZZ называется про- дольным равновесием, а равновесие вокруг оси XX - попереч- ным равновесием. Продольное равновесие самолета зависит от угла его про- дольного крена а. При изменениях продольного крена самоле- та изменяется угол атаки, т. е. угол между направлением встречного потока воздуха и хордой крыла самолета. От § 1. Полет самолета .., " ч Плоскость горизонта Г ^^^^^^тщ^^^1^^^^^^^' л/ W Фиг. 2. Обозначение углов, характеризующих положение самолета в пространстве: а-абсолютный.продольный крен, р-абсолютный поперечный крен, у-истинный курс. Ckppoi:mb 700Ьм/час^р- fcbopocmti 380Км/час /Cbepocmt) №"и/Ыгс \~ Указатели скорости/?: У^- wTjlCaMo/jem теряет ^ скорость - ^ "Угола.таЬи+Ю" / 'Jf'tpufni/vecH'Mj/ -тятЛ^лЛ* ЛИ Цц Фиг. 3. Полет самолета с различными углами атаки. 8 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов____ значения угла атаки зависит сила, поддерживающая самолет в воздухе. Как известно из аэродинамики, величина подъемной силы самолета выражается следующей формулой: Р_ CyS?V* где S - несущая поверхность крыла; р' - плотность воздуха; У - скорость движения самолета; Су-коэфициент подъемной силы. При увеличении угла атаки коэфициент cv увеличивается и достигает максимума при некотором значении угла атаки, называемом критическим; при дальнейшем увеличении угла атаки коэфициент cv уменьшается. Одним из условий равновесия самолета, летящего горизон- тально, прямолинейно и равномерно, является равенство веса самолета и его подъемной силы, т. е. P==_c^pl!_=G> где G - вес самолета. Из этого равенства можно определить скорость, необходи- мую для сохранения горизонтальности полета: • v=/^i. Г CySf Из этой формулы видно, что чем больше коэфициент cv тем меньше скорость, необходимая для сохранения горизон- тального полета. При критическом угле атаки, соответствую- щем cv =max, эта скорость будет иметь наименьшее значение. Если летчик придаст самолету скорость еще меньше указан- ной, уменьшив тягу винта или увеличив угол атаки, то само- лет потеряет равновесие (фиг. 3). Каждому режиму полета (набор высоты, планирование, вираж и т. д.) соответствует определенное минимальное зна- чение скорости, при котором самолет еще может выполнять заданный режим, т. е. сохранять равновесие. Таким образом для сохранения продольного равновесия самолета необходим постоянный контроль скорости полета, осуществляемый при помощи указателя воздушной скорости. Этот прибор является одним из важнейших пилотажных приборов; он дает летчику возможность предотвратить потерю скорости, которая грозит самолету падением. § 1. Полет самолета Поперечное равновесие самолета зависит от угла его по- перечного крена (фиг. 4). При прямолинейном полете поперечный крен вызывает бо- ковое скольжение самолета (самолет "скользит на крыло"). Сохранение поперечного равновесия осуществляется при по- мощи указателя скольжения, который показывает наличие бо- кового скольжения самолета. Лрямоли не инь/и полет В_и_р а>А СнольМ&ния нет ОгольАете ,-_-* Горизонтальней полет ШОм !ifflMb-rfMrt>t^mmritlMnmnm-liftlfflni Т \500м ^ЛыматмтяЬахйт, I Фиг. 7. Изменение высоты полета. Указатель скорости, указатель скольжения, указатель по- ворота, вариометр, высотомер и магнитный компас составляют основную группу приборов для слепого полета. Пользуясь эти- ми приборами, летчик судит о поперечном крене косвенным образом - по показаниям указателя скольжения и указате- 12 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов ля поворота, а о продольном крене косвенным образом - по показаниям указателя скорости. При отсутствии приборов, не- посредственно указывающих продольный и поперечный крен, пилотирование затрудняется и от летчика требуется значитель- ное напряжение, так как указатель скорости, указатель сколь- жения и вариометр запаздывают, т. е. отстают в своих по- Фиг. 8. Определение продольного и поперечного крена самолета при помощи авиагоризонта. казаниях от движения самолета. Не менее затруднительно сохранять курс по магнитному компасу, который отклоняется от правильного показания при изменении положения самолета. Создание специальных гироскопических приборов для не- посредственного и безинерционного определения углов а, (3 и у (см. фиг. 2) упростило технику слепого пилотажа. Основным прибором этой группы является авиагоризонт, заменяющий видимый горизонт и непосредственно указываю- щий величину продольного и поперечного крена самолета (фиг. 8). Гирополукомпас со значительно большей точностью, чем магнитный компас, показывает угол отклонения самолета от заданного курса. Гирополукомпас не указывает курса, поэтому им пользуются в сочетании с магнитным компасом. От этого N. Г л >ч о !а П> 2 Фиг. 9. Фигуры высшего пилотажа: 2-мертви петля, 2- иммельман, 3-двойная бочка,, ^-штопор. 14 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов а--п д Фиг. 10. Ускорения, действующие на самолет. недостатка свободен гиромагнитный компас, дающий устойчи- вые показания курса самолета без корректировки по магнит- ному компасу. С развитием техники приборостроения появились автомати- ческие устройства, облегчающие управление самолетом. Одним из таких устройств является автопилот - прибор, автомати- чески управляющий рулями самолета. Автопилот ведет само- лет по заданному курсу с заданной скоростью и на заданной высоте, освобождая летчика от длительного напряжения при дальних полетах. Эволюции само- лета. Эволюцией назы- вается всякое маневрирова- ние самолета, например, ви- раж, пикирование, фигуры высшего пилотажа и т. д. (фиг. 9). Выполнение лю- бой эволюции связано с изменением скорости полета по величине или по направ- лению. Рассмотрим общий случай полета самолета. Допустим, что в какой-то момент времени самолет кмеет скорость V и дви- жется по некоторой криволинейной траектории радиусом R, причем скорость полета не остается постоянной, а изменяется на величину ДУ за время &t. В этом общем случае самолет находится под действием трех различных ускорений (фиг. 10). Ускорение силы тяжести направлено по вертикали и равно g; величина g зависит от широты места и его высоты и в среднем равна 9,81 м/сек2. Ускорение av появляется вследствие изменения скорости поступательного движения самолета и направлено по продоль- ной оси самолета вперед или назад в зависимости от того, уменьшается или увеличивается скорость полета. Величина этого ускорения равна v -*" = \-- м/'сек\ Центробежное ускорение ак возникает вследствие измене- ния направления полета и направлено по радиусу траектории движения самолета. Величина его равна yz O.R =--м/сек2. R ( Результирующее ускорение направлено по диагонали парал- лелепипеда, сторонами которого являются векторы g, av и ал. __^^___________§ 2- Авиационные двигатели___________ 15 В случае когда траектория движения лежит в горизонталь- ной плоскости, параллелепипед (см. фиг. 10) делается прямо- угольным, и результирующее ускорение равно /---~1----9~!----9~ ; /~ 3 I / &V \- . / V' \2 "=A-f">+4 = |/ *' + (-••) -t-( -) при вираже г; -const и, следовательно, av = Q. При этом гз2_\з R, <*=[/ g' + l^ В общем случае направление результирующего ускорения не совпадает с направлением силы тяжести, но может и совпа- дать с ним (например, при выходе из пикирования). Таким образом при всяком изменении скорости полета по величине или по направлению на самолет действуют инерцион- ные силы; величина этих сил зависит от ускорения, с которым движется самолет. Для определения величины инерционных и результирующих сил обычно пользуются понятием пере- грузки. Перегрузкой называется отношение результирующего уско- рения, действующего на самолет, к ускорению силы тяжести: а п = -. g При п> 1 летчик ощущает кажущееся увеличение собственного веса (например, при вираже). Большие перегрузки вредно дей- ствуют на организм летчика. Прочность конструкции каждого самолета рассчитана на определенную величину перегрузки. Для измерения величины перегрузки и, следовательно, для предотвращения опасного увеличения перегрузки в полете служит прибор, называемый акселерометром. § 2. Авиационные двигатели Типы двигателей. На различных типах самолетов применяются различные типы двигателей. Так, например, на легких и средних самолетах ставят бензиновые двигатели вну- треннего сгорания, различающиеся по способу охлаждения (воздушное или водяное) и по способу карбюрации (с поплав- ковым или беспоплавковым карбюратором); на тяжелых са- молетах дальнего действия используются двигатели, работаю- щие на тяжелом топливе, дизели, дающие большую экономию топлива при дальних полетах. 16 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов Для каждого из этих двигателей существует комплект при- боров, обеспечивающих рациональное управление данным дви- гателем и контроль его работы (фиг. 11). В связи с тем что остановка двигателя в воздухе вызы- вает вынужденную посадку самолета, наиболее ответственную роль играют приборы, контролирующие работу двигателя в целом и показывающие состояние работы отдельных его агрега- тов. Пользуясь этими приборами, летчик имеет также возмож- ность правильно отрегулировать режим работы двигателя для сохранения его прочности и продления срока службы. Кроме того, приборы позволяют полностью использовать мощность двигателя для получения максимальных скоростей полета и маневренности в воздушном бою. Наконец при по- мощи приборов можно установить наиболее экономичный ре- жим работы двигателя, дающий экономию топлива в полете. В настоящее время в связи с распространением реактивных двигателей открылась новая область работы для конструктора авиационных приборов. Построенные на совершенно иных принципах, чем двигатели внутреннего сгорания, реактивные двигатели требуют применения новых конструкций авиацион- ных приборов. Бензиновый двигатель. Работа этого двигателя основана на использовании тепловой энергии, выделяемой бен- зином при сгорании в цилиндре двигателя. Энергия сжигае- мого бензина преобразуется в механическую работу при по- мощи шатунного механизма и коленчатого вала. С коленчатым валом связан воздушный винт, который своим вращением в воздухе создает силу тяги, обеспечивающую продвижение са- молета. Для нормальной работы двигателя в течение всего времени полета необходим бесперебойный приток топлива к двигателю. Подача топлива к цилиндрам двигателя осуществляется груп- пой агрегатов, объединенных в систему питания двигателя. За- пас топлива находится в бензобаках, помещенных обычно внут- ри плоскостей (крыльев самолета). Бензиномер указывает количество горючего в баках; пока- зания этого прибора особенно важны летчику в длительном полете. Для сгорания бензина в цилиндрах двигателя необходим кислород. Поэтому бензин должен поступать в цилиндры не в жидком виде, а в распыленном состоянии вместе с воздухом, в виде так называемой горючей смеси. Горючая смесь приго- товляется в карбюраторе. Постоянный приток бензина к кар- бюратору обеспечивается бензиновой помпой, непрерывно пе- рекачивающей бензин из баков в карбюратор под определен- ным постоянным давлением, которое поддерживается при по- Манометр бензина г°""'(tm)~^ ".--, ,"гад, zz" _??_ =05 ьо i- э о -С В О а г у <й> а с 8 3 ь> к Фиг. 11. Приборы, контролирующие работу авиационного двигателя. 18 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов мощи редукционного клапана. У бензиновых двигателей с по- плавковыми карбюраторами это давление должно быть в пре- делах 0,2-0,35 ат, а при наличии беспоплавкового карбюрато- ра 0,5-1 ат. При уменьшенном давлении приток горючего в карбюратор будет недостаточным, что вызовет перебои в ра- боте двигателя. Манометр бензина измеряет давление, под которым бензин поступает в карбюратор. Показания бензиномера и манометра бензина характеризуют состояние системы бензопитания дви- гателя и бесперебойность подачи горючего. Состав горючей смеси, приготовляемой в карбюраторе (т. е. соотношение содержания бензина и воздуха), может быть раз- личным. Для определения состава смеси служит газоанализа- тор, указывающий так называемый коэфициент избытка воз- духа а.. Малый коэфициент а указывает на то, что количество воздуха в смеси недостаточно для полного сгорания бензина; такая смесь называется "богатой". Высокий коэфициент а. ука- зывает на излишек воздуха, и в этом случае смесь называется "бедной". Для каждого режима работы двигателя необходим свой состав смеси. При своем движении части двигателя преодолевают сопро- тивление трения, что влечег за собой износ частей и потерю мощности двигателя. Система смазки двигателя обеспечивает постоянную подачу масла ко всем трущимся деталям для уменьшения трения и износа материала. Для обеспечения до- статочной и бесперебойной смазки масло подается под давле- нием, создаваемым масляной помпой. У современных авиа- ционных двигателей это давление поддерживается постоянным в пределах 5-8 ат при помощи редукционного клапана. Давле- ние в системе смазки показывает манометр масла. Нормальная работа двигателя в значительной степени за- висит также от температуры смазывающего масла. При низ- ке и температуре (ниже 10-20° С) вязкость масла сильно воз- растает, скорость течений его по трубопроводам уменьшается, и особенно затрудняется подача масла через каналы малого сечения для смазки подшипников двигателя. Слишком высокая температура масла также плохо сказы- вается на работе двигателя. При высокой температуре вязкость масла уменьшается, оно приобретает текучесть и плохо удер- живается в зазорах между трущимися частями; при чрезмерно высокой температуре масло горит и продукты его сгорания за- соряют трущиеся поверхности. Таким образом необходимо под- держивать температуру смазывающего масла в определенных пределах, например, на входе в двигатель 55-70° С, на вы- ходе из двигателя 90-110° С. Кратковременные повышения; температуры масла в определенных пределах допустимы. _ ____________ § 2. Авиационные двигатели jg Температуру масла измеряют термометром масла. Измене- ние температуры масла в полете достигается двумя путями: либо изменением числа оборотов двигателя, либо изменением условия охлаждения маслорадиатора. Например, при слишком высокой температуре масла либо понижают число оборотов двигателя, либо открывают заслонки маслорадиатора, благо- даря чему увеличивается его обдув и, следовательно, охлаж- дение. При сгорании горючей смеси выделяется большое количе- ство тепла, и цилиндры двигателя сильно нагреваются. При чрезмерно высокой температуре цилиндры начинают деформи- роваться, что может вызвать заедание поршней двигателя. Для того чтобы температура цилиндров >и поршней поддерживалась в допустимых пределах, приходится применять искусственное охлаждение. В зависимости от способа отвода тепла авиаци- онные двигатели делятся на двигатели с воздушным и жидко- стным охлаждением. При воздушном охлаждении цилиндры обдуваются потоком воздуха. Температура цилиндров на этих двигателях контро- лируется путем измерения температуры головок цилиндров специальными термометрами. Допустимый предел нагрева го- ловок цилиндров двигателя 240-250° С. При жидкостном охлаждении двигателя излишек тепла от- водится водой или специальной жидкостью, непрерывно омы- вающей наружные стенкк цилиндров и отдающей тепло воз- духу в радиаторе. В двигателях с жидкостным охлаждением о нагреве цилиндров судят косвенным образом - по темпера- туре жидкости, выходящей из рубашек цилиндра. Эта темпе- ратура также имеет допустимый предел, различный для раз- ных двигателей, в зависимости от конструкции охлаждающей системы и от свойств охлаждающей жидкости. При водяном охлаждении допустимая температура воды на рыходе равна примерно 85-90° G. Для повышения этого пре- дела применяют специальные жидкости с температурой кипе- ния выше 100° С, а также системы охлаждения, работающие при повышенном давлении. В этих случаях верхний предел температуры жидкости может быть повышен до 110-120° С. Температуру жидкости, выходящей из рубашек цилиндров, из- меряют термометром воды. Для двигателя опасен не только перегрев, но и излишнее охлаждение цилиндров, так как при этом уменьшается ско- рость сгорания горючей смеси. Двигатель теряет приемистость, т. е. скорость перехода на другой режим работы. Потеря прие- мистости особенно опасна при посадке, когда в некоторых случаях необходимо быстро увеличить обороты винта, чтобы не потерять скорости. 20 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов Минимально допустимая температура головок цилиндров для двигателей воздушного охлаждения около 120° С. Мини- мальная температура охлаждающей жидкости на выходе из двигателя так же, как и температура смазывающего масла, должна регулироваться строго в заданных пределах. В полете температуру регулируют изменением режима ра- боты двигателя или открытием створок радиатора, что изме- няет условия охлаждения. На некоторых двигателях установ- лены автоматы, которые поддерживают заданную температуру цилиндров или жидкости, изменяя условия охлаждения. Одна- ко применение автоматов не исключает применения термомет- ров для контроля за исправностью действия автоматов. Тяга винта, продвигающая самолет в воздухе, зависит от числа оборотов в минуту винта, а следовательно, от числа оборотов в минуту коленчатого вала. Скорость вращения ва- ла двигателя показывает тахометр. На большинстве двигате- лей устанавливается автомат, который поддерживает постоян- ное число оборотов винта путем изменения угла установки его лопастей (шага винта). В этом случае тахометр показывает, насколько исправно работает автомат -винта. На взлетном ре- жиме для лучшего использования мощности двигателя обычно изменяют регулирование автомата винта, с тем чтобы увели- чить число оборотов. Для полного сгорания бензина нужно определенное коли- чество кислорода. Кислород содержится в воздухе, засасывае- мом двигателем. Но на большой высоте воздух сильно разре- жен и когда он засасывается в цилиндры, то нехватает кисло- рода для сгорания топлива. Из-за этого снижается мощность двигателя на высоте. Приходится снабжать высотные двигатели нагнетателем, сжимающим воздух и подающим его под нуж- ным давлением в цилиндры. Это давление называется давлением наддува и измеряется маис/вакуумметром. На ряде двигателей имеется автомат, под- держивающий постоянное давление наддува во всасывающей магистрали авиационного двигателя. На взлетном режиме давление наддува увеличивают на 100-200 мм рт. ст., что необходимо для повышения мощности, развиваемой двига- телем. Для сохранения необходимой приемистости двигателя бен- зин в карбюраторе должен испаряться с достаточной скоростью. Скорость испарения зависит от температуры карбюратора, ко- торая измеряется термометром карбюратора. Двигатель тяжелого топлива, В последнее вре- мя на самолетах начали применять дизели - двигатели, пи- тающиеся тяжелым топливом (керосин, нефть, газойль). Основ- § 2. Авиационные двигатели 21 ным преимуществом дизеля перед бензиновым двигателем является меньший расход топлива. Система питания дизеля сходна с системой питания бензи- нового двигателя, имеющего беспоплавковый карбюратор с не- посредственным впрыском топлива. Топливо поступает из бака в топливную помпу, откуда подается под давлением 2-4 ат к топливному насосу. Насос нагнетает топливо под давлением 500-1000 ат в форсунки, впрыскивающие топливо в цилинд- ры двигателя. Топливо не зажигается электрической свечой, как в бензиновых двигателях, а воспламеняется само от нагре- ва воздуха. Воздух нагревается до необходимой температуры благодаря высокой степени сжатия его в цилиндрах двигателя. Количество топлива в баках измеряется бензиномером, как и в бензиновом двигателе. Для измерения давления, под кото- рым топливо подается помпой в топливный насос, служит ма- нометр топлива, сходный по конструкции с манометром бензи- на, но отличающийся диапазоном измерений. Манометры топли- ва, применяемые на дизелях, имеют диапазон измерения до 6 ат, а манометр для бензинового двигателя с поплавковым карбюратором -- до 1 ат; на бензиновом двигателе с непо- средственным впрыском применяют манометр с диапазоном из- мерения 1,5-3 ат. Важное значение в работе дизеля имеет прибор, измеряю- щий мгновенный расход топлива, так называемый расходомер топлива. Управление дизелем основано на ином принципе, чем управление бензиновым двигателем. В карбюраторном двига- теле мощность изменяют путем изменения количества горючей смеси, подаваемой в цилиндры. Для этого открывают дроссель- ную заслонку, связанную с рукояткой управления (сектор га- за). Изменение мощности дизеля достигается изменением ко- личества подаваемого топлива посредством специального пере- пускного устройства в топливном насосе. Зубчатая рейка управления насосом связана с рукояткой топливного сектора, расположенного в кабине летчика. В дизеле подаваемое топливо должно точно дозироваться, а следовательно, необходим точный замер мгновенного расхо- да топлива. Естественно, что в дизеле не нужны газоанализа- тор и термометр карбюратора. Системы смазки и охлаждения дизеля соответствуют аналогичным схемам бензинового двига- теля. Соответственно этому в дизеле применяются такие же контрольно-измерительные приборы: манометр масла, термо- метры воды и масла, термометр головок цилиндров. В дизелях также применяется система наддува, поддержи- вающая их мощность на высоте. Вследствие отсутствия дето- нации топлива дизель допускает более высокое давление над- 22 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов___ дува, чем бензиновый двигатель. Мановакуумметры, применяе- мые в дизелях, имеют соответственно более высокий предел измерения. § 3. Самолетовождение Предмет аэронавигации. Основной задачей каж- дого полета является выход самолета в намеченную точку. При полете на небольшие расстояния в пределах видимости земли эта задача решается сравнительно просто. В этом случае мож- но вести самолет, пользуясь различными земными ориентира- ми, например, железными или шоссейными дорогами, реками или видимым крупным ориентиром. Естественно, что в таких случаях экипажу самолета не требуется специальных приборов для выдерживания нужного направления полета. С развитием авиации непрерывно увеличивается дальность полета самолета. Появление приборов слепого полета свело ло минимума зависимость работы авиации от состояния пого- ды. Самолеты стали летать в любое время дня и ночи, при неблагоприятных метеорологических условиях и на очень боль- шие расстояния. Для того чтобы при таких полетах выдержать маршрут, необходимо пользоваться специальными приборами, вести точ- ный расчет и контроль пройденного пути по карте. Работа эки- пажа по соблюдению заданного маршрута и достижению цели полета называется самолетовождением. Самолетовождение объ- единяет работу по пилотажу самолета и по определению место- положения самолета. На легких самолетах, летающих на небольшие расстояния, летчик один выполняет работу по управлению самолетом и ориентировке. На средних и тяжелых самолетах, выполняющих дальние полеты, работу по ориентировке ведет штурман. Аэронавигация изучает способы ориентировки в полете, а также методы приведения самолета в желаемое место наибо- лее коротким и безопасным путем. Способы ориентировки. Наиболее простым спосо- бом является визуальная ориентировка, т. е. сличение с картой видимых ориентиров (населенных пунктов, озер, перекрестков дорог, мостов и т. д.). Но визуальная ориентировка возможна только при условии видимости земли. Поэтому темной ночью или над облаками этот способ применять нельзя. Визуальная ориентировка сильно затруднена также при полете на малых высотах, в особенности при "бреющем" полете, так как при этом мало времени для рассматривания ориентиров. Способ астрономической ориентировки заключается в рас- чете местоположения по измеренным углам между направле- § 3. Самолетовождение 23 / нпями на небесные светила и плоскостью горизонта с учетом времени наблюдения. Для измерения этих углов служит опти- ческий прибор, называемый авиационным секстантом; момент наблюдения определяется по точным часам. При отсутствии видимости небесных светил астрономическая ориентировка не- возможна. Способ радиоориентиров- ки состоит в определении местоположения по направ- лениям на земные радио- станции или по расстояниям до них, измеренным в по- лете. Эти измерения выпол- няются при помощи раз- личных радионавигацион- .яых приборов, как-то: ра- диополукомпасов и др. Способ счисления пути заключается в определении местоположения путем уче- та величины и направления пути, пройденного самоле- том от точки вылета. В об- щем случае полет происхо- дит по некоторой криволи- нейной траектории. Траек- торию полета можно раз- бить на участки, внутри ко- торых направление полета принимается неизменным. Зная скорость и время пролета каждого участка, вычисляют расстояния, пройденные самолетом на отдельных участках, на- носят их на карту и определяют местоположение самолета в данный момент. Счисление пути, а также решение ряда других аэронави- гационных задач осуществляется при помощи группы аэрона- вигационных приборов и счетных штурманских инструментов. Приборы дают возможность определить основные аэрона- вигационные элементы: курс, скорость, высоту и время полета. Направление и скорость полета. Для соблюде- ния заданного маршрута, а также для расчета местоположения самолета необходимо в первую очередь знать направление дви- жения самолета относительно земной поверхности. Угол между географическим меридианом и направлением движения само- лета называется фактическим путевым углом. Путевой угол выражается в угловых градусах и отсчитывается по часовой V Фиг. 12. Курсовые углы. 24 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов___ стрелке от северного направления географического меридиана (фиг. 12). В общем случае направление движения самолета относи- тельно земной поверхности (линия пути) не совпадает с про- дольной осью самолета, так как движение самолета относи- тельно земли является геометрической суммой двух движений: относительного движения самолета по отношению к воздушной среде и переносного движения воздушной среды относительно земли. Иначе говоря, фактический путевой угол в общем слу- чае не совпадает с курсом самолета. Перемещение воздушной среды относительно земли (ветер) происходит вследствие разности давлений воздуха в различных точках земли. Ветер характеризуется направлением и скоростью. Направление ветра выражается в угловых градусах и отсчи- тывается так же, как и путевой угол, от северного направ- ления географического меридиана по часовой стрелке. Скорость и направление ветра зависят от состояния атмосферы и меня- ются с переменой высоты. Кроме того, скорость и направл?- ние ветра изменяются с течением времени. Скорость ветра мо- жет достигать 100 км]час. Угол tp между продольной осью самолета и линией пути самолета называется углом сноса и измеряется в градусах. Если самолет сносит вправо, то угол сноса считают положи- тельным, если влево, - отрицательным. Даже при отсутствии ветра направление движения самолета может не совпадать с направлением его продольной оси. Движение самолета отно- сительно воздуха является результатом действия сил тяги воздушных винтов, приводимых в движение двигателями самолета. При неодинаковой силе тяги правых и левых двигателей или различном лобовом сопротивлении правого и левого крыльев самолет движется под некоторым углом к своей про- дольной оси, т. е. как бы со скольжением. Угол, образованный направлением движения самолета относительно воз- душной среды и осью самолета, называется углом аэродинамического сноса или углом скольжения *. Угол аэродинамического сноса обычно невелик (1-2°), но на самолете с многими двигателями при отказе крайнего двига- теля этот угол может достигать 10° и более. Таким образом угол сноса в общем случае состоит из двух слагаемых: ' ' • *=: Из фиг. 12 видно, что фактический путевой угол, характг- ркзуюший направление движения самолета относительно зем- ли, равен сумме курса самолета у и угла сноса (| : з=•/:+>. Курс самолета определяет штурман посредством магнитно- го компаса (причем в показания компаса вносится ряд допол- нительных поправок). Более затруднителен точный учет углов сноса. Наиболее распространенным способом определения угла сноса 1 является наблюдение с самолета направления движения земных предме- тов при помощи навигационного визира ОПБ-1м. Угол сноса можно определить также периодическим сличением с картой земных ориентиров, встречающихся на пути самолета. Этот способ так же, как и способ визирования, неприменим при плохой видимости земли, при полете ночью или в тумане. При отсутствии видимости земли угол сноса и путевой угол могут быть определены расчетным путем, если известны на- правление и скорость ветра (см. ниже). Вторым аэронавигационным элементом', который должен знать штурман для расчета местоположения, является скорость движения самолета относительно земли, называемая путевой скоростью самолета. Приборов, автоматически указывающих путевую скорость, не существует. Путевую скорость самолета можно определить при помощи визира ОПБ-1м, наблюдая скорость перемещения земных предметов с самолета. При этом необходимо знать вы- соту полета, которую показывает высотомер. Определение путевой скорости посредством визира так же, как и определение угла сноса, невозможно при отсутствии ви- димости земли. В этом случае угол сноса, фактический путевой угол и путевую скорость самолета определяют расчетным пу- тем, если известны скорость и направление ветра. Как было сказано вы/не, движение самолета относительно земли представляет собой геометрическую сумму двух движе- ний: относительного движения самолета относительно воздуш- ной среды и переносного движения воздуха относительно зем- ли (ветра). Для определения угла сноса <'•, путевого угла R и путевой скорости W строят навигационный треугольник скоростей (фиг. 13). Одна из сторон этого треугольника - вектор воз- душной скорости самолета V - по своему направлению совпа- дает с истинным курсом самолета. Другая сторона - вектор 1 Существующие способы определения угла сноса дают сразу суммар^ ный угол сноса: Ф '~ Фа + Фв . поэтому практически аэродинамический- снос г1,; отдельно не рассматривают. 26 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов____ скорости ветра U - направлена под углом 8, равным направле- нию ветра. Третья сторона треугольника дает величину и на- правление путевой скорости W. Для выполнения указанного расчета необходимо знать воз- душную скорость, которая показывается указателем скорости, и курс, который показывается компасом. Скорость и направле- ние ветра могут быть получены перед вылетом или в полете (по радио по данным аэрологических наблюдений с земли. Т Тф?ва^ост> Фиг. 13. Навигационный треугольник скоростей: (5-путевой угол, у-истинный курс. В-направление ветра, е-угол ветра, ф-угол сноса. Однако замеры ветра, сделанные с земли, недостаточно точны, чтобы рассчитать маршрут дальнего полета. Во время полетов на дальние расстояния скорость и направление ветра могут изменяться, тем более что самолет может изменять вы- соту своего полета. Поэтому важно иметь возможность опре- делить ветер непосредственно с самолета. Решая навигационный треугольник скоростей, можно опре- делить скорость и направление ветра, если известны остальные элементы навигационного треугольника: истинная воздушная скорость, угол сноса и путевая скорость. Ветер можно опреде- лить также, если измерены углы сноса на двух курсах и из- вестна истинная воздушная скорость и т.. д. Для решения задач навигационного треугольника приме- няется специальный прибор - ветрочет. Расчетное местоположение самолета. Как было указано выше, определение местоположения самолета •способом счисления пути основано на вычислении расстояния, пройденного самолетом от точки вылета, с учетом направления полета. Однако точное решение этой задачи затрудняется те'м, что поверхность земли имеет форму шара, или, точнее, эллип- § 3. Самолетовождение 27 соида вращения, сжатого со стороны пслюсов. Сжатие эллип- соида земли весьма невелико ', поэтому в аэронавигации при- нимают ее форму за правильный шар, объем которого равен объему земного эллипсоида; радиус этого шара R - 6370,9 км. Положение любой точки на поверхности земного шара мож- но определить ее географическими координатами - долготой и широтой (фиг. 14). Долготой данного места X называется угол, заключенный между плоскостью истинного меридиана места и плоскостью Гринвичский \ меридиан^ ikSanf S\ Фж. 14. Географические координаты. начального (нулевого) меридиана; долгота измеряется в угло- вых градусах. В качестве начального меридиана принят Грин- вичский меридиан, причем к западу от него долгота считается западной X w, а к востоку - восточной )>,.., в пределах от О до 180°. Угол в градусах между плоскостью экватора и вертикалью, проходящей через данное место, называется широтой данного места ?. К северу отг1 экватора широта считается северной в пределах от 0 до 90°. Широту можно определить так же, как угол между земной осью и плоскостью горизонта в данном месте. Местоположение самолета в любой момент времени можно выразить в градусах долготы и широты. Если известны долго- та и широта точки вылета, то можно вычислить текущие ко- ординаты самолета, прибавляя к координатам аэродрома ве- личины, на которые изменялись долгота и широта за время полета. 1 Отношение разностей полуосей эллипсоида к величине его большой полуоси равно 1/297. 28 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов___ Изменение долготы и широты можно определить, зная рас- стояние, пройденное самолетом, и направление полета. Прой- денное расстояние можно легко перевести в градусы измере- ния долготы и широты, если самолет летит вдоль меридиана или параллели. При полете самолета вдоль меридиана, т. е. на север или на юг, долгота остается неизменной, а изменение в градусах широты равно А с 360 Дер = ASM ----, Г м 2nR ' где Д5%1 - путь, пройденный самолетом вдоль меридиана, км; 2л/? - окружность меридиана, равная 40000 км (/? - радиус земли). Если самолет летит вдоль параллели, т. е. на запад или на восток, то широта не изменяется, а изменение долготы будет равно Л 1 АС360 АС 360 ДХ = Д5П =А5П-----, " 2я- " 27t/?cos

dA = 360 dSa 2nR cos tp 360 (V sin 7 +I/sin Й) 2-Я COS f dt. 30 Глава первая. Назначение и применение авиационных приборов___ Интегрируя эти выражения, получим уравнения расчетного местополо- жения самолета 360 С ' "=-2^-J'ft. о t Д=-^7Г ((v sin Т + U sin 5) 2п/? J dt. cos '-5- /о -2. Поэтому частота собственных колебаний приборной доски должна быть в 1,5-2 раза меньше, чем наименьшая частота вибрации, возможная в полете. 44 Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах Приняв (/в),,,,,, =1200 пер/мин, получаем /0 =600-800 пер/мин или Ш-13 пер/сек. Собственную частоту колебаний наиболее удобно определять по стати- ческому прогибу, т. е. по величине провеса приборной доски (при полной ее нагрузке) относительно того положения, которое занимала бы прибор- ная доска на тех же амортизаторах, если бы нагрузка равнялась нулю. Статический прогиб связан с частотой собственных колебаний следую- щим соотношением 2 25 4-^ /Г где Вст - статический прогиб, см; g - ускорение силы тяжести, см /сек-; /о - частота собственных колебаний, 1/сек. Подставляя/0=10-13 пер/сек., получаем Вст =: 0,15 - 0,25 см. Таким образом уменьшение амплитуды вибрации при всех режимах полета даст только такая амортизация, при которой статический прогиб приборной доски будет не менее 1,5-2,5 мм. Фиг. 23. Амортизатор типа Лорд: /-резиновый амортизатор,,2 -арматура. - Резина Фиг. 24. Пружинный амортизатор. Это условие является основным для любого типа амортизации, будь то амортизация всей доски или отдельного прибора. Одним из распространенных типов амортизации является подвеска доски на резиновых амортизаторах типа Лорд (фиг. 23). Недостатком амортизаторов этого типа является § 7. Размещение авиационных приборов на самолете 45 ухудшение амортизации с понижением температуры, так как при этом увеличивается жесткость резины. Более совершенен в этом отношении пружинный амортиза- тор (фиг. 24). Резиновые втулки в этом амортизаторе служат ограничителями, предохраняющими доску от резких ударов при рулении и посадке самолета. При амортизации приборной доски важно не только полу- чить нужный статический прогиб центра тяжести доски, но и правильно подобрать жесткость амортизатора для каждой точ- ки подвеса отдельно. Амортизаторы подбирают следующим образом. Рассчиты- вают вес нагруженной приборной доски и определяют поло- жение центра тяжести в плоскости доски и в перпендикуляр- ной плоскости. Затем задаются минимальным числом крепеж- ных узлов (не менее трех) и распределяют точки подвеса по возможности симметрично относительно центра тяжести. За- тем рассчитывают нагрузку, приходящуюся на каждый амор- тизатор в отдельности, учитывая его расстояние от центра, тяжести. Пользуясь фабричными данными, для каждой точки подбирают амортизатор, дающий статический прогиб 1,5-2 мм при вычисленной нагрузке. Приборная доска должна быть достаточно жесткой, чтобы ее собственные колебания не входили в резонанс с вибрацией самолета во всем диапазоне частот вибрации. Для этого при- борную доску усиливают отбортовкой или ребрами жесткости, расположенными с задней стороны доски. Соединительные трубопроводы, связанные с приборами, ухудшают их амортизацию. Поэтому металлические трубы со- единяют с приборами гибкими дюритовыми шлангами длиной 200-300 мм. Там, где не допускается применение гибких шлан- гов (например, в гидравлических приборах), медные трубки должны иметь за доской один-два витка спирали диаметром 80-100 мм. Нельзя ставить на амортизированную доску агрегаты, имеуо- щие жесткие соединения с другими частями самолета, напри- мер, бензокраны, переключатели магнето и т. д. Иногда амортизируют не всю приборную доску, а только часть ее, на которой расположены пилотажные приборы. Освещение авиационных приборов. Цифры, деления шкал и стрелки авиационных приборов покрыты спе- циальным светящимся составом, который позволяет видеть по- казания приборов в темноте. Но при продолжительных поле- тах наблюдение за слабо светящимися шкалами приборов утомляет летчика или штурмана. Поэтому на самолетах при- меняется дополнительное освещение приборных досок. При- борные доски должны освещаться равномерно; сила света долж- 46 Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах на регулироваться; освещение не должно давать бликов, ослеп- ляющих пилота. Существует много способов освещения приборной доски. Однако каждый из этих способов имеет свои недостатки и ни Фиг. 25. Освещение авиационных приборов кабинными лампочками. один из них не соответствует вполне требованиям зксплоа- тации. ' Освещение кабинными лампочками (фиг. 25). Лампочки устанавливаются либо на приборной доске, либо на борту фю- зеляжа в арматуре, дающей направленный свет; силу света регулируют специальным реостатом. Этот способ не обеспечи- Фиг. 26. Освещение авиационных приборов отраженным, светом. Фиг. 27. Индивидуальное освещение авиационных приборов. вает равномерного освещения всей доски и неудобен вслед- ствие значительных габаритов аппаратуры. Освещение отраженным светом (фиг. 26). В нескольких точ- ках приборной доски устанавливают маленькие лампочки, а на некотором расстоянии от приборной доски - так называемую фальшпанель (ложную панель), имеющую над каждым при- бором отбортованное отверстие по диаметру шкалы прибора. Внутреннюю сторону фальшпанели покрывают белой эмалевой краской для улучшения отражения света. Этот способ дает § 8. Элементы авиационных приборов ' 47 равномерную освещенность и красивый внешний вид установки, так как все выступающие части приборной доски закрываются. Недостатком способа является углубление шкал приборов от- носительно поверхности фальшпанели на высоту лампочки (фиг. 26,а). Зазор между фалыштанелью и приборной доской можно уменьшить, применив углубленный патрон (фиг. 26,6). Индивидуальное освещение. Некоторые отечественные и иностранные авиационные приборы снабжены маленькой элек- тролампочкой, помещенной в цент- ре или у края стекла каждого при- бора (фиг. 27). Применяется также освещение отраженным светом при помощи специального стеклянного стержня, смонтированного по окружности шкалы. Свет от лампочки падает на торец стержня и, распростра- няясь внутри нее, равномерно освещает шкалу прибора. Освещение ультрафиолетовыми лучами. В последнее время все ча- ще применяется освещение шкал ультрафиолетовыми лучами, ДЛЯ че- Фиг. 28. Арматура для освеще- го используют специальные ртут- * ивя авиационных приборов ные лампы, в которых светятся па- ультрафиолетовыми лучами. ры ртути, или лампы накаливания из специального стекла, пропускающего фиолетовые и ультра- фиолетовые лучи и поглощающего всю видимую часть спектра (фиг. 28). Падая на деления, цифры и стрелки шкал, ультрафиолето- вые лучи заставляют покрывающую их светящуюся массу весь- ма интенсивно светиться. Этот способ освещения обеспечивает хорошую видимость шкал и не дает бликов, ослепляющих пи- лота; при этом вся кабина остается в темноте, что важно для военных самолетов. Освещение ультрафиолетовыми лучами вызывает сильную флуоресценцию лигроина в компасах, затрудняющую отсчет курса по компасу. Для борьбы с этим явлением оставляют ин- дивидуальный подсвет компаса, облегчающий отсчет показаний. § 8. Элементы авиационных приборов Основные части авиационных приборов. Для, работы контрольно-измерительного прибора необходима некоторая сила. Эта сила приводит в действие механизм при- бора, последним звеном которого является указывающая стрел- •18____Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах^_____ ка или сигнальное приспособление (например, контрольная лампочка). Некоторые измеряемые величины могут быть использованы непосредственно для получения необходимой силы, приводя- щей в движение механизм прибора. Например, при измерении давления масла, бензина или воздуха это давление может быть непосредственно передано на указатель прибора, где оно создает силу, передвигающую стрелку прибора. В других слу- чаях источником движущей силы служит величина, функцио- нально связанная с измеряемой величиной. Например, для чзмерения температуры головок цилиндров пользуются источ- ником электрического тока, изменяющим свою электродвижу- щую силу в определенной зависимости от температуры. Существуют приборы, работа которых возможна лишь при постоянном притоке энергии от какого-либо источника. Напри- мер, гироскопические приборы работают только, когда их ро- тор приводится в непрерывное вращение с большим числом оборотов. Для поддержания вращения ротора необходим по- стоянный приток энергии либо в виде потока воздуха, либо в виде электрического тока. Соответственно сказанному авиационный прибор обычно со- стоит из следующих элементов: 1) приемника или датчика; 2) дистанционной связи или передачи; 3) указателя или из- мерителя; 4) источника питания. Приемник устанавливается в точке измерения данной ве- личины и служит источником изменения движущей силы, при- водящей в движение механизм указателя. Например, трубка Пито указателя скорости устанавливает- ся в потоке воздуха и воспринимает давление этого потока, ко- торое связано определенной зависимостью со скоростью по- лета. Приемник парового термометра воспринимает давление на- сыщенных паров низкокипящей жидкости, которое зависит от измеряемой температуры. Дистанционная передача служит для сообщения указателя с приемником или непосредственно с точкой, в которой произ- водится измерение. В зависимости от принципа действия при- боров применяются различные виды передачи. Пневматическая или гидравлическая передача передает на расстояние давление воздуха или жидкости. Для передачи при- меняются металлический или дюритовый трубопроводы. Мате- риал, размеры и конструкция соединений трубопровода зави- сят от условий его работы. Если трубопровод предназначен для передачи высокого давления, то стенки его должны быть достаточно прочными, а крепления должны обеспечивать нуж- ную герметичность. Если по трубопроводу протекает большое § 8. Элементы авиационных приборов 49 количество воздуха, то сечение трубопровода должно быть до- статочно большим, чтобы не было потери давления. При изме- рении статического давления воздуха или жидкости сечение трубопровода может быть небольшим, но в этом случае боль- шую роль играет герметичность трубопровода и его соединений. Материал трубопровода подбирают в зависимости от рода жидкости и требований монтажа. Для передачи давления воз- духа можно применять трубопровод из любого материала; обыч- но используют алюминиевую или дуралюминовую трубку или же дюритовый шланг. Давление бензина и масла передают по медным или стальным трубопроводам; для бензо- и маслопро- водов применяют специальные сорта дюритовых шлангов. Электрическая передача передает электрический ток от при- емника к указателю. В качестве электрической связи применяют медный изолированный провод. Сечение провода зависит от си- лы протекающего тока и выбирается с учетом условий допусти- мого нагрева, падения напряжения или допустимой потери мощ- ности. Изоляция электропровода определяется величиной на- пряжений и потребной влагостойкостью. При работе электрического прибора его электропровод мо- жет явиться источником электромагнитных волн, мешающих ра- диоприему на самолете. Поэтому все соединительные электро- провода на самолете экранируются металлической оболочкой, присоединяемой к массе самолета. Механическая передача служит для передачи от приемника к указателю перемещения или вращения.- для передачи посту- пательного перемещения применяют стальной трос в боуденов- ской оболочке; для передачи вращения или углового переме- щения используют гибкий или карданный валики. Указатель, или измеритель, служит для воспроизведения нужных показаний. В зависимости от принципа действия ука- затели бывают различных конструкций. В манометрических при- борах указатель воспринимает давление и преобразует его в ход стрелки. В электрических приборах указатели работают по принципу обычных электроизмерительных приборов (гальвано- метр, логометр). Показания отсчитываются по шкале прибора. Большинство измерителей имеет неподвижную шкалу и подвижную стрелку, но у некоторых приборов (например, у компасов) шкала при- бора подвижная, а стрелка заменена неподвижным индексом. На шкале написано название измеряемой величины; других надписей на ней обычно не делают, чтобы не рассеивать вни- мания летчика в полете. Шкалы всех приборов окрашены в черный цвет, а деления нанесены белой краской; часть деле- ний, цифры и стрелки покрываются светящейся массой для от- счета в темноте. 4 Приборы на самолете 50_____Глава втирая. Общие сведения об авиационных приборах____ В настоящее время большей частью применяются шкалы, в которых деления нанесены по окружности, а стрелка вращает- ся вокруг центра шкалы (фиг. 29,а); такие шкалы называются концентричными. В некоторых приборах ось вращения стрелки смещена в нижний край шкалы, а деления нанесены по дуге (фиг. 29,6); такие шкалы называются секторными. Бывают также профильные шкалы, в которых стрелка пе- редвигается вертикально или горизонтально. Фиг. 29. Типы шкал авиационных приборов: а-концентричная шкала, б-секторная шкала, в- шкала дзухстрелочного указателя, г-шкала трехстрелочного указателя, d-шкала четырехстрелочного указателя. Круглые шкалы дают наибольшую точность отсчета, так как з них использована для делений вся окружность шкалы. Сек- торные шкалы чаще применяются в электроизмерительных при- борах, где без увеличения габаритов прибора невозможно по- местить стрелку в центр шкалы. Профильные шкалы приме- няются весьма редко. Вследствие малой длины шкалы они дают небольшую точность отсчета и иногда усложняют кон- струкцию приборов. ' В последнее время заметна тенденция объединять два или более приборов в одном корпусе, с тем чтобы уменьшить габа- риты и улучшить отсчет показаний. Это относится главным 'об- разом к группе моторных приборов; здесь в одном корпусе объединяют показания двух аналогичных приборов для право- го и левого двигателей (фиг. 29,в). Иногда объединяют также три или четыре показания, комплекс которых характеризует работу одного двигателя (фиг. 29,г и д). Механизм каждого указателя помещается в специальный корпус (фиг. 30). Корпусы авиационных приборов обычно де- лают из алюминиевого сплава или бакелита. Большинство ука- зателей имеют корпусы в виде цилиндра. Размеры таких ци- линдрических корпусов стандартизованы, причем существуют два стандарта на диаметры корпусов: 60 и 80 мм. Некоторые приборы имеют корпусы специальной формы и размера (гиро- полукомпас, гиромагнитный компас и др.). Стекло крепится к корпусу каким-либо из трех основных способов: пружинящим кольцом (фиг. 31,а), резьбовым коль- § 8. Элементы авиационных приборов 51 цом (фиг. 31,6) или изнутри корпуса пружинящим рантом, за- прессованным в корпус (фиг. 31,в). В случае крепления стекла пружинящим кольцом или рантом герметичность между стек- Фиг. 30. Типы корпусов авиационных приборов: 1-цилиндрический корпус без ушков, 2-цилиндрический корпус с ушками, 3-пря- моугильный корпус. лом и корпусом достигается специальной замазкой. В случае крепления стекла резьбовым кольцом герметичность достигает- ся резиновой прокладкой, укладываемой под стекло. Последний способ обеспечивает лучшую герметичность, так как замазка с течением времени высыхает. Замазка^ Резиновая npokMafffa Щуэ/Синщее /сомио Резиновая прокладка. Резьбовое холбцо Лщз/сиящий ра///л \3амаз/<а а СтеХлй' СмеЬло \sS в С/пеЬл Фиг. 31. Способы крепления стекла к корпусу авиационного прибора. Монтажные детали. Монтажные детали предназна- чены для крепления всех элементов прибора к самолету и для соединения элементов приборов между собой. В настоящее время большую часть авиационных приборов крепят к приборной доске при помощи крепежного кольца 52 Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах (фиг. 32). Крепежное кольцо устанавливают на задней стороне приборной доски и прикрепляют его тремя винтами. Отверстия для винтов в приборной доске размечают по такому положению крепежного кольца, при котором оно охватывает корпус прибо- ра соответствующего диаметра. После установки кольца на приборной доске прибор встав- ляют в кольцо и затягивают четвертый винт. Этот винт ввернут в клинообразный замок; при подтягивании замка кольцо плотно сжимает прибор. В отличие от неподвижных винтов с полу- круглой головкой затяжной винт имеет цилиндрическую головку. Для снятия прибора достаточно ослабить затяжной винт. Имеются два стандарта кре- пежных колец диаметрами 60 и 80 мм. "Первый стандарт (60 мм) применяют для манометров, тер- мометров и электротахометров ГЭ-22. Второй стандарт (80 мм) применяют для указателей ско- рости, вариометров, высотоме- ров, мановакуумметров, трехстре- лочиых индикаторов, компасов КИ-11, бензиномеров и других приборов. Авиагоризонт, гиромагнитный компас, электрический бензиномер, дистанционный компас ПДК крепят непосредственно к приборной доске винтами. Прибор устанавливают сзади приборной доски. В ушки приборов за- прессованы гайки, внутрь которых завальцованы фибровые шай- бы (фиг. 33,а). При завертывании винты нарезают фибровую шайбу, которая плотно охватывает винт и предохраняет его от самоотвинчивания. Вместо гаек с фибровыми шайбами иногда применяются разрезные гайки, также запрессованные в ушки корпуса (фиг. 33,6). Если прибор имеет ушки без запрессован- ных гаек, то его крепят винтами при помощи нормальных гаек (фиг. 33,в), затягивая их за приборной доской; для предохра- нения от отвинчивания под гайки кладут пружинящую шайбу Гравера. Для соединения приборов с трубопроводами на задней части корпуса устанавливаются штуцеры. Большинство приборов снабжают штуцерами, имеющими кольцевые конусные уступы (фиг. 34,а). Трубопровод соединяется с прибором посредством дюритового шланга. Такое крепление достаточно просто и удоб- но для монтажа и не нарушает амортизации приборов и доски. Некоторые приборы снабжены штуцером, к которому при Фиг. 32. Стандартное крепежное кольцо: /-замок кольца, 2~кольцо. § 8. Элементы авиационных приборов 53 помощи накидной гайки (фиг. 34,6) крепится развальцованная металлическая трубка. а в Шайба Фозера Шайба Приборная доска Приборная docha \Jb7 Шайба Винт Фиг. 33. Крепление болтами авиационного прибора к приборной доске: " я-гайка с фибровой шайбой; б- разрезная гайка; в-нормальная гайка. В настоящее время стандартизовано соединение типа Пар- кер, отличающееся от предыдущего наличием ниппеля между о накидная гайКа меяшяичемая \ mpuBka Штуцер g Переходный штуцер ЛюриюойыИ шланг - накидная гайку Ниппель ^Металлическая трубка Фиг. 34. Типы штуцеров. гайкой и трубкой. Все большее применение находят переходные штуцеры под паркеровское соединение. Переходный штуцер, изображенный на фиг. 34,в, имеет с одной стороны коническую резьбу Бриггса, посредством кото- 54 Глава вторая. Общие сведения об авиационных приборах рой он ввертывается в корпус прибора или агрегата. Другая сторона переходного штуцера имеет резьбу под соединение типа Паркер. На трубопровод предварительно надевают ниппель, за- тем трубопровод развальцовы- ц^^ вают и притягивают к штуце- ру накидной гайкой. Типы переходных штуцеров показа- ны на фиг. 35. Жесткое крепление трубки ухудшает амортизацию при- Фиг. 35. Переходный штуцер типа Паркер. Г-2Г " -- _4> г.~ Ч ТрМ * "Г и а V у- \ '', 1 1 =с (Р-РО); где <р - угловое перемещение свободного конца трубки в гра- дусах; р - давление внутри трубки, кг/см2; рп- давление снаружи трубки, кг/см2', С - коэфициент, зависящий от размеров, формы Сечения и материала трубки. Приборы с трубкой Бурдона являются диференциальными манометрами. Трубка Бурдона применяется в качестве чув- ствительного элемента в манометрах бензина и масла и в жидкостных термометрах. Передаточный механизм. Основное назначение передаточного механизма - преобразовать небольшие переме- щения упругого элемента в достаточно заметные перемещения указывающей стрелки. Необходимость такого увеличения пере- мещения вызывается тем, что упругий элемент (коробка Види, анероидная коробка или трубка Бурдона) имеет незначитель- ные перемещения даже при максимальном изменении измеряе- мой величины. Отсчитать такие показания прибора без увели- чения невозможно. § 9. Элементы манометрических приборов 67 Перемещение упругого элемента является движением по- ступательным, стрелка же во всех приборах имеет вращатель- ное движение вокруг своей оси. Поэтому передаточный меха- низм устроен так, что он преобразует поступательное движе- ние во вращательнее. Наконец передаточный механизм имеет еще одно назначе- ние: он допускает регулирование показаний прибора, благода- О Ba/iuk Пружинящая пластинка Bajiuk Выд&и&ной Штифт 6 Короб/т Вида ПередниЖная план/fa Фиг. 52. Шарнирная передача (способы регулирования плеча): а-передвижение штифта, б-передвижение планки, в-прогиб пружиняще'! пластинки. ря чему в приборах можно применять стандартные шкалы с заранее нанесенными делениями. В зависимости от типа упругого элемента и от конструкции прибора передаточный механизм может состоять из любого числа отдельных передач, соединенных последовательно одна с другой. Например, в приборах с трубкой Бурдона, дающей наибольшее перемещение, достаточно иметь передаточный ме- ханизм из двух ступеней. Коробка Види имеет меньшее пере- мещение, поэтому в приборах, оснащенных такой коробкой, применяют от двух до трех ступеней, а если прибор двухстре- лсчный - четыре и даже пять ступеней. Наиболее часто используют в приборах следующие типы передач: 1) шарнирную, 2) поводковую и 3) зубчатую. Пере- даточные механизмы состоят из комбинаций '"этих пе- редач. Шарнирная передача (фиг. 52). Центр коробки Види пере- двигает шарнирно связанную с ним тягу. Другим концом тяга поворачивает кривошип с валиком. Шарнирную передачу при- меняют главным образом в первой ступени механизма для пре- 5* 68 Глава третья. Манометрические приборы образования поступательного движения упругого элемента во вращательное. Передаточное число регулируют, изменяя длину плеча кри- всшипа. На фиг. 52,а кривошип выполнен в виде выдвинутого штифта, проходящего сквозь валик и закрепленного винтом. На фиг. 52,6 кривошип представляет собой передвижную план- ку, наложенную на валик и также закрепленную винтом. На фиг. 52,в кривошипом служит пружинящая пластинка, закреп- ленная одним концом на валике. Изменение плеча в этом слу- чае достигается при помощи регулировочного винта, проги- бающего пластинку. Суще- ствуют и другие конструкции кривошипов. Поводковую передачу при- меняют либо в первой ступе- '*1 ни механизма для преобразо- *" вания поступательного движе- ния во вращательное (фиг. 53,а), либо в промежуточной ступени для передачи враще- Фиг. 53. Поводковая передача. ния из одной ПЛОСКОсти в дру- гую (фиг. 53,6). В первом случав к коробке Види припаяно ушко, которое поворачивает валик посредством поводка, скрепленного с ва- ликом. Постоянное соприкосновение поводка с ушком обеспе- чивается специальной спиральной пружиной (волоском), рас- положенной обычно на последней ступени механизма. Во втором случае два взаимно перпендикулярных валика имеют соприкасающиеся поводки. Поворот одного валика вы- зывает поворот другого (передаточное число можно регулиро- вать изгибанием одного из поводков). Постоянное соприкос- новение поводков здесь также обеспечивается волоском. Зубчатую передачу применяют главным образом в каче- стве последней ступени передаточного механизма манометри- ческих приборов. Ведомое колесо с небольшим числом зубьев называется трибкой и помещается на выходной оси механиз- ма, связанной со стрелкой (фиг 54,а). Ведущее колесо с большим числом зубьев называется сектором, так как оно де- лается в виде неполной окружности для уменьшения габа- ритов. В двухстрелочных приборах сектор и трибку используют как промежуточную передачу, а выход на две стрелки осуще- ствляют при помощи перебора, составленного из четырех ше- стерен с полным числом зубьев (фиг. 54,6). В передаточных механизмах некоторых приборов ранее при- меняли цепную передачу (фиг. 55). Здесь конец промежуточ- § 9. Элементы манометрических приборов 69 ного рычага при своем перемещении тянет цепочку Галля (шаг звена 0,5-2 мм). Другой конец цепочки намотан на блок, по- мещенный на выходной оси механизма. Постоянный натяг це- почки обеспечивается волоском. Волосок представляет собой тонкую спиральную пружину с большим числом витков (см. фиг. 55). Внутренний конец этой пружины скреплен с осью, а внешний закручен на один- два оборота и закреплен неподвижно. В поводковой и цепной Sojiecoft it Фиг. 54. Зубчатая передача: "-сектор с трибкой, б-перебор. Фиг. 55. Цепная передача. передачах волосок является необходимым звеном. Он служит также для выбирания люфтов в механизме остальных видов передач. Люфты имеются в любой передаче - шарнирной, зуб- чатой и цепной. Для того чтобы показания стрелки прибора были определенными, все детали передаточного механизма должны соприкасаться все время одной стороной. Волосок при- меняется во всех манометрических приборах; обычно его по- мещают на последней оси механизма, связанной со стрелкой. 6 двухстрелочных приборах волосок укреплен на промежуточ- ной оси трибки. В любом положении механизма волосок создает момент, направленный в одну сторону, благодаря чему выбираются все люфты в передачах. Принципы регулирования передаточного механизма. Кинематическая схема наиболее употребитель- ного вида передаточного механизма (фиг. 56) состоит из двух ступеней передач - шарнирной и зубчатой. Перемещение центра коробки Види или анероида передается через шарнир- ную тягу зубчатому сектору, сцепленному с трибкой. Поворот 70 Глава третья. Манометрические приборы сектора вызывает вращение трибки вместе со связанной с ней стрелкой. Передаточным числом механизма обычно называют отно- шение скорости движения конца стрелки к скорости переме- щения чувствительного элемента. У механизма, показанного на фиг. 56, передаточное число равно I = Jy-t - _!?_ г* Va Z-t Г Sin a Г?~ *';*. -,^1 Л к 2fe ?-Л г, > - -*• соо^ L - - . - ,-. , Г Фиг. 56. Кинематическая схема передаточного механизма. где г2, г4 - ведущие плечи механизма; ri> гз - ведомые плечи механизма (rt = =rsina); zc, z,r - полные числа • зубьев сектора * и трибки. Из приведенного соотно- шения можно сделать сле- дующие выводы. Передаточ- ное число тем больше, чем больше ведущее плечо меха- низма и чем меньше ведомое. При движении центра чув- ствительного элемента пере- даточное число не остается постоянным, а изменяется, так как изменяется угол а между тягой и ведомым плечом сектора. Если а = 90°, то sina=l и, следовательно, z=min; если а близко к нулю или 180°, то sin а стремится к нулю и, следова- тельно, z=max. На фиг. 57 показана зависимость передаточного числа от величины угла а. Величина, на которую изменяется угол а при возрастании давления от нуля до максимума, равна углу по- ворота зубчатого сектора и определяется из соотношения Да = ?-^,' ZK где 9 - максимальный угол шкалы прибора. В существующих приборах Да невелико (10-20°); его ве- личина для каждого типа приборов остается неизменной, так как величины ер, ZT и zc постоянны. Начальный же угол а", при котором стрелка прибора находится на нуле, -может быть выбран различным (см. фиг. 56). Величина угла а" влияет на характеристику шкалы прибора. § 9. Элементы манометрических приборов 71 Кроме того, характеристика шкалы зависит от направления движения тяги. Если при увеличении измеряемого давления чувствительный элемент "толкает" тягу, то угол а уменьшается с увеличением показаний прибора; если же чувствительный элемент "тянет" тягу, то угол а увеличивается. Определим характеристику шкалы прибора с механизмом, показанным на фиг. 56, исходя из предположения, что ход ко- робки пропорционален давлению, причем коробка "толкает" тя- J_lec Щ80' •Фиг. 57. Зависимость передаточного числа от угла между тягой и ведомым плечом. Фиг. 58. Разброс характеристик чувствительных элементов. гу. Для начального угла а'0> близкого к 180° (участок кривой аб, фиг. 57), передаточное число с возрастанием давления уменьшается и, следовательно, скорость движения стрелки к концу шкалы также уменьшается. Такой прибор будет иметь "затухающую" шкалу, - деления к концу шкалы будут сжаты. Если начальный угол а"" близок к прямому (участок кривой вг), то передаточное число остается приблизительно постоян- ным. При начальном угле а'"а, близком к нулю (участок кри- вой де), передаточное число увеличивается и шкала прибора возрастает, - деления к концу шкалы растягиваются. При изготовлении чувствительных элементов на практике не удается получить идеального совпадения характеристик одно- типных элементов. Если нанести на общий график (фиг. 58) характеристики большого числа чувствительных элементов ка- кого-нибудь типа, то они расположатся внутри некоторой зоны (заштрихованной на фиг. 58). Огибающие кривые этой зоны ОА и ОС являются предельными характеристиками чувствитель- ного элемента данного типа, обусловленными допусками техни- ческих условий. При этом характеристики отдельных элементов 72__________Глава третья. Манометрические приборы___________ могут отличаться не только по максимальному прогибу (-?mill и -S-i--)" н° и по степени неравномерности: затухающая ха- рактеристика ОА, равномерная ОВ и возрастающая ОС. Разброс характеристик неизбежен при серийном выпуске приборов. Отсюда вытекает необходимость регулирования пере- даточного механизма при наличии стандартной шкалы с заранее нанесенными делениями. В большинстве случаев стандартные шкалы делают равномерными, т. е. с равными расстояниями между делениями. Основной целью регулирования является сведение к мини- муму шкаловых ошибок прибора, т. е. разности между действи- тельным значением измеряемой величины и отсчетом по шкале прибора. В общем случае регулирование механизма достигается тремя способами: смещением стрелки на оси, изменением ведо- мого плеча г и различной установкой начального угла а.0. Смещение стрелки применяется в том случае, когда шкало- вые ошибки имеют один знак и приблизительно одинаковую угловую величину по всей шкале. Недостаточно большой ход чувствительного элемента ком- пенсируют увеличением передаточного числа; для этого умень- шают ведущее плечо т. При увеличенном ходе чувствительного элемента уменьшают передаточное число; для этого увеличи- вают плечо т. В тех случаях когда шкала прибора равномерна, а харак- теристика чувствительного элемента прямолинейна, начальный угол а" должен быть близким к прямому, с тем чтобы переда- точное число оставалось постоянным. Если же чувствительный элемент имеет затухающую характеристику, т. е. прирост его хода на единицу изменения давления уменьшается, то для по- лучения равномерной шкалы начальный угол берут острым, что приводит к увеличению передаточного числа к концу шка- лы. И, наконец, при возрастающей характеристике чувствитель- ного элемента угол берут тупым, что уменьшает передаточное число к концу шкалы. Следует заметить, что при изменении начального угла от прямого к острому или тупому увеличивается общий ход стрел- ки, так как увеличивается среднее значение передаточного числа (за счет уменьшения значения s,in а в формуле переда- точного числа). Это компенсируют увеличением плеча т. Все изложенное выше о влиянии начального угла а0 на ха- рактер шкалы справедливо для случая, когда коробка "тол- кает" тягу при возрастании измеряемой величины. В противном случае установка острого или тупого угла оказывает обратное- действие. Биметаллическая температурная компен- сация. Манометрические приборы регулируют при комнатной ff 9. Элементы манометрических приборов 73- температуре. Самолет может летать при температуре воздуха; от-60 до+50° С. При высокой температуре упругость мем- бран уменьшается, при низкой - увеличивается. Вследствие это- го при изменениях температуры возникают ошибки в показа- ниях приборов. Для компенсации температурных ошибок в некоторых при- борах применяются биметаллические пластинки, состоящие из двух сваренных полосок металлов с разными температурными. биметалл а Фиг. 59. Биметаллические темпера- турные компенсации: а-компенсации первого рода, б- компен- сации второго рода. коэфициентами расширения. При повышении температуры одна- полоска расширяется больше другой и пластинка выгибается в одну сторону, при понижении температуры пластинка выги- бается в другую сторону. Биметаллические пластинки изготов- ляют из следующих металлов: инвар - латунь, сталь - инвар, инвар - томпак. Известны температурные компенсации двух родов. Компен- сация первого рода исправляет смещение стрелки от нулевой линии. Для этого биметаллическую пластинку включают между центром анероидной коробки и тягой механизма (фиг. 59,а). При регулировании действия компенсатора на показания при- бора поворачивают пластинку вокруг ее оси. Компенсация второго рода исправляет ошибки прибора в остальной части шкалы. Для этого нужно вводить поправки в механизм на величину, пропорциональную ходу коробки от ну- левой точки шкалы. Температурная компенсация второго рода выполняется в виде биметаллической пластинки, изменяющей плечо кривошипной передачи при изменении температуры (фиг. 59,6). Действие такой компенсации регулируют, подбирая; толщину и длину биметаллической пластинки. 74 Глава третья. Манометрические приборы § 10. Манометр бензина Назначение. Качество горючей смеси, питающей авиа- ционный двигатель, зависит от разности давлений в бензопро- воде и в поплавковой камере карбюратора. Величина этой раз- ности давлений измеряется манометром бензина. Таким обра- зом манометр бензина контролирует условия работы карбюра- тора и предупреждает летчика о неисправностях в системе пи- тания двигателя (засорение бензопровода, неисправность помпы л т. д.). Ж V 5 Фиг. 60. Принципиальная схема включения манометра бензина: 1~~всасывающая трубя двигателя, Г-• поплавковая камера карбюратора, 3-манометр, 4-помпа, Л-трубопро- вод из бака. Принцип действия. Манометр бензина работает по принципу диференциального металлического манометра с труб- кой Бурдона (см. фиг. 51). На фиг. 60 изображена элементар- ная схема питания горючим двигателя внутреннего сгорания и показана схема включения манометра бензина. Манометр бензина включен в бензопровод перед входом в карбюратор. Для того чтобы манометр измерял нужную раз- ность давлений, внешнее давление на трубку Бурдона должно равняться давлению в камере карбюратора. Для этого трубку Бурдона помещают в герметичный корпус, в котором поддержи- вается давление, равное давлению в камере. На схеме фиг. 60 пунктиром изображен трубопровод, соеди- няющий корпус манометра с камерой карбюратора. Практи- чески на существующих двигателях корпус манометра бензина соединяют не с камерой, а с таким местом системы питания, в котором давление равно давлению в камере. Все современные авиационные двигатели снабжены нагне- тателями, создающими наддув во всасывающей трубе двига- теля. На тех двигателях, где нагнетатель установлен до кар- бюратора, давление в поплавковой камере равно давлению над- § 10. Манометр бензина 75 дува. На таких двигателях корпус манометра бензина соеди- няют со всасывающей трубой двигателя. Если нагнетатель включен после карбюратора, то давление в камере приблизительно равно статическому давлению окру- жающего воздуха. В этом случае корпус манометра соединяют с кабиной самолета, т. е. оставляют открытым. Конструкция. Манометры бензина бывают двух типов: без приемника и с приемником. В манометре бензина без при- емника (фиг. 61) трубка Бурдона сообщается с бензопро- водом через штуцер в центре корпуса. Другой штуцер соединен со всасывающей трубой двигателя или открыт, в зависимости от способа включения нагнетателя. Под влиянием разности давлений трубка Бурдона разги- .бается и конец ее передвигает тягу, шарнирно связанную с зуб- чатым сектором. Сектор поворачивается и вращает сцепленную с ним трибку вместе с указывающей стрелкой. Недостатком такой конструкции манометра бензина являет- ся необходимость подвода трубки с бензином к приборной доске самолета; при повреждениях этой трубки (например, из-за ви- брации) возникает пожарная опасность. Указанного недостатка не имеет манометр бензина с при- емником. Его соединительная трубка, являющаяся неотъемле- мой частью прибора, совершенно изолирована от бензопроводки двигателя. Давление бензина передается манометру посред- ством специального приемника, который крепится на двигателе и сообщается при помощи штуцера с бензоснстемой двигателя. Давление воспринимается двойной мембранной коробкой, рас- положенной в корпусе приемника. Внутренняя полость коробки сообщается с капиллярной соединительной трубкой, другой ко- нец которой соединен с мембранной коробкой указателя. Вся система герметична и заполнена толуолом, не замерзающим при низкой температуре. Изменения давления бензина передаются коробке указателя через коробку датчика и толуол. Коробка датчика значительно менее жестка, чем коробка указателя. Благодаря этому силы давления бензина уравнове- шиваются в основном силой упругости коробки указателя, а ко- робка приемника играет лишь роль герметичной перегородки, разделяющей бензин и толуол. Изменение температуры жидкости, заполняющей систему, вносит погрешность в показания манометра. При изменении температуры изменяется объем жидкости, что вызывает прогиб мембранных коробок приемника и указателя. При этом сум- марная величина изменения объема коробок компенсирует из- менение объема жидкости. Чем меньше общий объем жидкости, тем меньше температурная ошибка прибора, поэтому трубопро- вод выполняют в виде капилляра! 76 J'Aaea третья. Манометрические приборы "N> 'С> § 10. Манометр бензина 77 Но, кроме того, температурная ошибка зависит также от соотношения упругостей мембранных коробок датчика и ука- зателя. Действительно, для того чтобы система оставалась в равновесии, давление на жидкость со стороны коробки датчика должно уравновешивать давление со стороны коробки указа- теля. Поэтому при расширении жидкости больший ход полу- чает коробка, обладающая меньшей упругостью. Если бы ко- робка датчика была совершенно неупругой, то изменение объ- ема жидкости полностью компенсировалось расширением этой коробки и температурная ошибка равнялась нулю. Существуют манометры, у которых приемник снабжен не- упругой разделительной мембраной, изготовленной из бензо- стойкой резины. Такая конструкция приемника позволяет при- менить нормальный соединительный трубопровод, не прибегая к капилляру, который менее удобен в эксплоатации из-за мень- шей прочности. Указатель манометра имеет двухступенчатый передаточный механизм от коробки к стрелке. Первая ступень передачи со- стоит из валика, поворачиваемого коробкой посредством при- паянной к ней проволочной серьги. Вторая ступень (зубчатая) состоит из сектора, вращающегося с валиком и поворачиваю- щего зацепленную с ним трибку со стрелкой. Соединительная трубка покрыта металлической оплеткой для предохранения от повреждений. Концы трубки усилены боуде- новской оболочкой, закрепленной со стороны датчика в виде петли для предотвращения обламьшания трубки при вибрации. В зависимости от типа двигателя применяют следующие ти- fibi манометров: а) для двигателей с поплавковым карбюратором - мано- метр бензина с пределами измерений 0-1 кг/см2; б) для двигателей с беспоплавковым карбюратором - ма- нометр бензина с пределами измерений 0-3 кг/см2', в) для дизелей - манометр топлива с пределами измерений 0-6 кг/см2. Манометр бензина устанавливают на доске летчика в груп- пе моторных приборов. На каждый двигатель монтируют от- дельный манометр. На больших самолетах манометры бензина выносятся на доску борттехника. Манометр крепят на приборной доске при помощи стандарт- ного крепежного кольца диаметром 60 мм. Штуцер, находя- щийся в центре корпуса (при отсутствии приемника), соеди- няется с трубкой, второй конец которой соединен со специаль- ным штуцером на двигателе самолета. Другой штуцер соеди- няют с трубкой, ведущей к всасывающей трубе двигателя, или оставляют открытым, в зависимости от типа двигателя. 78 Глава третья. Манометрические приборы Лабораторная проверка. Допустимые погрешности манометров бензина равны 2,5 или 4% от пределов их изме- рений (в зависимости от класса точности прибора). Для определения исправности манометров бензина в лабо- ратории определяют их погрешности путем сравнения их пока- заний с показаниями образцового (эталонного) манометра. Схема проверки показана на фиг. 62. Образцовый манометр Указатель Фиг. 62. Схема воздушной проверки манометров. В системе при помощи игольчатого крана создают давление воздуха, которое сначала повышают, отсчитывая при этом по- казания эталонного и испытуемого приборов на оцифрованных точках шкалы. Затем, после 15-минутной выдержки на макси- мальном показании проверку ведут в обратном порядке, т. е. при уменьшении давления до нуля. Разница между показаниями эталона и испытуемого при- бора не должна превышать допустимой погрешности для при- боров данного типа. Разница в показаниях испытуемого при- бора при прямой и обратной проверке, называемая вариацией, также не должна превышать установленной величины. При испытаниях манометров с пределами измерений до 1 кг/см2 в качестве эталона обычно берут ртутный манометр; испытания манометров с пределами измерений до 3 кг!см? и до б кг/см2 можно вести также на прессе Рухгольца (см. ниже § 11, Лабораторная проверка манометра масла). § 11. Манометр масла Назначение. Бесперебойность циркуляции масла зави- сит от разности давлений в масляной магистрали и в картере двигателя. Эта разность давлений измеряется манометром ма- § П. Манометр масла 79*1 ела. Манометр масла контролирует бесперебойность смазки двигателя и предупреждает летчика о неисправностях в системе смазки. Конструкция. Манометр масла, так же как и манометр бензина, работает по принципу диференциального манометра с пружиной Бурдона (см. фиг. 51). В отличие от манометра бензина корпус манометра масла делают ,негерметичным, так как разница между давлением окру- жающего прибор воздуха и давлением в картере ничтожна по сравнению с измеряемым давлением масла. Диапазон показаний манометра масла от 0 до 15 кг/смг. Указатель имеет такую же конструкцию, как и манометр бензина без приемника. В приборах старой конструкции масло подавалось непосредственно в трубку Бурдона трубопроводом, соединяющим прибор с масляной магистралью. Такой способ измерения имеет тот недостаток, что при низких температурах значительно увеличивается вязкость подаваемого масла, воз- никают большие запаздывания в показаниях манометра, а иногда прибор перестает работать. Во избежание этого зимой трубку заполняли специальной незамерзающей смесью глице- рина со спиртом, что, однако, создавало неудобства в эксплоа- тации. В настоящее время применяется манометр масла с прием- ником (фиг. 63), не имеющий указанного выше недостатка. Его соединительная трубка так же, как у манометра бензина, совершенно изолирована от масляной магистрали двигателя и заполнена толуолом, не замерзающим при низких температурах. Давление масла воспринимается специальным приемником, который крепится в соответствующем месте масляной маги- страли двигателя. Давление подается в корпус приемника и воспринимается сильфоном, внутренняя полость которого со- общается с соединительной трубкой и также заполнена толуо- лом. Измерения давления масла передаются через сильфон и толуол трубке Бурдона. Манометр и приемник спаяны с соеди- нительной трубкой и разъединять их нельзя. Соединительная трубка покрыта металлической оплеткой для предохранения от повреждений. Монтаж манометра масла аналогичен монтажу манометра бензина с приемником. Приемник присоединяется к штуцеру масляной системы двигателя при помощи специальной гайки с двумя фибровыми прокладками (фиг. 64). Гайка затягивается торцевым ключом. Лабораторная проверка. Метод лабораторной про- верки манометров масла аналогичен проверке манометров бен- зина. Обычно при контроле манометров масла давление создают не воздухом, а маслом, при помощи пресса Рухгольца Вид по стрелке А со снятой шкалой и стрел/гай Фиг. 63. Конструкция манометра масла с приемником: 1-трубка Бурдона, 2-тяга, 3-сектор, i - трибка, 5-волоспк, 6 -стрелка, 7-kopnyc, S-шкала, 9-прокладка, 10- пружинящее кольцо, 11-стекло, 12-боуденовская обо- лочка, 13-оплетка; 14- капилляр, 15 - крышка приемника, 16-сильфон, 17-корпус прием- ника. $ II. Манометр масла 81 (фиг. 65). Этот способ дает возможность более точно устано- вить необходимую величину давления в системе. Принцип действия пресса Рухгольца заключается в том, что в замкнутом объеме, заполненном маслом, создают давление Фиг. 64. Крепление приемника манометра масла: 1-приемник, 2-фибровые прокладки, 3-специальная гайка. посредством штока, нагруженного гирями. При этом давление п системе равно отношению веса грузов и штока к площади сечения штока. Для точного определения давления вес грузов Грузи Масло Приемник //////////////////////////////'//, Фиг. 65. Принципиальная схе.ма пресса Рухгольца. и штока и его диаметр должны быть точно выверены; обычно берут шток сечением 1 см2 и набор грузов весом по 0,5 и 1 кг. Для увеличения давления в системе добавляют грузы на тарелку штока; для уменьшения давления грузы постепенно снимают с тарелки. О Приборы на самолете 82__________Глава третья. Манометрические приборы__________ При заводском регулировании манометров масла пользуются также и воздушной схемой. В этом случае проверка манометров масла ничем не отличается от проверки манометров бензина (см. фиг. 62). § 12. Паровой термометр Назначение. При работе двигателя выделяется много тепла. Перегрев двигателя понижает предел упругости металла, вследствие чего детали деформируются. Температуру нагрева двигателя с жидкостным охлаждением определяют косвенным образом, измеряя нагрев охлаждающей жидкости, так как жидкость непрерывно омывает стенки ци- линдров двигателя и воспринимает его температуру. С увели- чением нагрева двигателей температура смазывающего масла также повышается. Температуру масла и охлаждающей жидко- сти измеряют паровыми термометрами, которые контролируют степень нагрева двигателя и предупреждают о его перегреве летчика, а также контролируют качество смазки. Принцип действия и конструкция. В основу ра- боты паровых термометров положен метод измерения давления насыщенных паров низкокипящей жидкости. К низкокипящим жидкостям относят жидкости с температурой кипения от -{-31 до-35° С. Если такую жидкость поместить в замкнутый объем и подогреть до температуры ее кипения, то жидкость будет превращаться в пар. По мере увеличения количества пара бу- дет увеличиваться давление в замкнутом объеме. При неко- торой величине давления дальнейшее парообразование прекра- щается и наступает равновесие. Пространство над жидкостью, в которой не происходит дальнейшего испарения жидкости, на- зывается насыщенным; самые пары также называются насы- щенными. При дальнейшем повышении температуры испарение- жидкости возобновляется до тех пор, пока пространство опять не насытится парами, но уже при более высоком давлении. Давление насыщенных паров находится в определенной за- висимости от температуры, т. е. каждому значению температу- ры соответствует определенное давление насыщенных паров. Это свойство насыщенных паров используется для измерения температуры. Паровой термометр состоит из приемника, соединительного трубопровода и манометра. Приемник выполняется в виде замк- нутого металлического баллона (фиг. 66), заполненного при- мерно наполовину низкокипящей жидкостью. Пространство над поверхностью жидкости сообщается при помощи трубопровода с внутренней полостью трубки Бурдона. Приемник погружают в масло или охлаждающую жидкость,, температуру которой нужно измерить. § 12. Паровой термометр 83 При повышении измеряемой температуры давление насы- щенных паров увеличивается, трубка Бурдона разгибается и передвигает стрелку, указывающую измеряемую температуру. По своей конструкции паровой термометр не отличается от ма- нометров масла и бензина, за исключением добавочных винтов, регулирующих ход трубки Бурдона. При понижении измеряемой температуры часть паров кон- денсируется, т. е. переходит в жидкость, и давление уменьшает- ся, что вызывает обратное движение стрелки. Однако свойства насыщенных паров ограничивают пределы измерения тем- пературы. Если непрерывно нагревать жидкость в приемнике, то при достиже- нии некоторой температуры исчезает ме- ниск, т. е. поверхность раздела между жидкостью и паром, причем плотность их делается одинаковой. Это состояние называется критическим и ему соответ- ствуют некоторая критическая темпера- тура и критическое давление, зависящие от рода жидкости. При температуре выше критической давление в приемнике резко возрастает и дальнейшее измерение температуры становится невозможным. Поэтому верх- ний предел измерения температуры огра- ничивается температурами, близкими к критической температуре жидкости при- емника. Для заполнения приемников, служащих для измерения тем- ператур от 0 до+125° С, применяют хлорметил, имеющий кри- тическую температуру около 153°С при критическом давлении 66 ат. При измерении температур до 200° С можно применять аце- тон, имеющий критическую температуру около 232° С при кри- тическом давлении 52,2 ат. Нижний предел измерения определяется величиной давле- ния насыщенных паров данной жидкости, достаточной для раГ- боты прибора. На фиг. 67 приведен график зависимости давле- ния насыщенных паров для хлорметила и ацетона. Более высокая критическая температура ацетона дала воз- можность использовать его для измерения температуры спе- циальных жидкостей, применяемых для охлаждения некоторых двигателей. Однако нижний предел измерения ацетонового тер- мометра ограничен температурой порядка 50° С вследствие ма- 6* Фиг. 66. Принципиальная схема парового термометра. 84 Глава третья. Манометрические приборы лой величины давления паров ацетона при низких темпера- турах. Паровые термометры имеют методическую высотную ошиб- ку. Прибор тарируется у земли, причем измеряется давление насыщенных паров относительно атмосферного давления (так как внешнее давление на трубку Бурдона равно атмосферно- му). С подъемом на высоту внешнее давление падает, и прибор при той же измеряемой температуре воспринимает повышенную разность давлений, т. е. показания прибора несколько увели- ^ 1*0000 \.30000 ^-20000 юооо ^' я " го го зо и so во 70 ао за юо in 120 >зв м Температура^ "С Фдг. 67. График зависимости давления насыщенных паров от температуры. чиваются. Вследствие того что характеристика давления насы- щенных паров непрямолинейна по температуре (см. фиг. 67), высотные поправки для низких температур больше (до 4- 5°), а для низких температур меньше (до 1 -1,5°). Давление в манометрической системе паровых термометров определяется давлением насыщенных паров в приемнике и не зависит от состояния вещества, заполняющего соединительный трубопровод и трубку Бурдона. Поэтому показания термометра не должны зависеть от температуры трубопровода и трубки Бурдона, хотя эта температура может изменяться в широких пределах - от +50 до -60° С. Можно рассматривать систему парового термометра как со- стоящую из трех объемов, заполненных хлорметилом и соеди- ненных между собой. В каждом из этих объемов вещество имеет свою температуру. В первом объеме - приемнике - ве- щество имеет наивысшую температуру, равную измеряемой тем- пературе двигателя. В двух других объемах - трубопроводе и трубке Бурдона - вещество имеет более низкую температуру, равную температуре окружающей среды. Равновесие внутри каждого объема может быть только в том случае, когда давление насыщенного пара таково, что § 12. Паровой термометр_______ 35 жидкость перестает кипеть при данной температуре. Но в каж- дом из объемов температура вещества другая, следовательно, и давление, казалось бы, должно быть различным. Однако по- скольку объемы соединены между собой, то давление в системе может иметь только одно определенное значение, равное дав- лению в объеме с наибольшей температурой, т. е. давлению в приемнике. Действительно, если бы в системе образовалось более низ- кое давление, то жидкость в приемнике продолжала бы кипеть и переходить в пар, а пар, заполняющий трубопровод и трубку Бурдона, переходил в жидкость. При этом давление в си- стеме повышалось бы до тех пор, пока весь пар в трубопроводе и трубке Бурдона не перешел в жидкость. Такое состояние является равновесным для всей системы, причем давление в системе определяется только температурой приемника. Таким образом трубопровод и трубка Бурдона всегда заполнены жидким хлорметилом, так как их температура ниже темпера- туры приемника. Хотя из сказанного следует, что величина объема внутри трубопровода и трубки Бурдона не имеет особого значения, все же этот объем берут наименьшим из следующих сообра- жений. При изготовления паровых термометров количество хлорметила, вводимого в систему, должно быть вполне опреде- ленным. Часть этого хлорметила при нагреве приемника ухо- дит на заполнение трубопровода и трубки Бурдона. Остальная чгсть жидкости, остающаяся в приемнике, должна быть такой, чтобы при наивысшей температуре, измеряемой термометром, в приемнике оставалась неиспарившаяся жидкость. Поскольку термометры выпускаются с трубопроводами различной длины, их следовало бы заполнять различным количеством хлорметила, что усложнило бы изготовление этих приборов. Поэтому при- меняют соединительный трубопровод в виде капилляра и берут постоянное, одинаковое количество хлорметила, пренебрегая объемом жидкости, заполняющей капилляр. Паровые термометры с хлорметилом (фиг. 68) изготовляют с диапазоном показаний от 0 до+125° С. На приборной доске самолета термометры располагают в группе моторных приборов. Трубопроводы прокладывают весьма осторожно, так как ма- лейшее нарушение герметичности проводки приводит к порче прибора; нельзя также скручивать трубопровод вокруг его оси. Приемник крепится в специальном штуцере, предусмотрен- ном в конструкции двигателя. Фланец приемника притягивают гайкой к штуцеру доотказа. При этом обязательно придержи- вают приемник ключом во избежание перекручивания трубо- 86 Глава третья. Манометрические приборы •о i A i i I >. Г. Q Ш ф XI О. о ? 2 ю о *-t с "^ О) 1 1 ё со 3S&i"J. 2 о 1 "1 " *" о 1 VO Ь. Я -- . 0, ' 1 . "- Э " ИЗ *" 1 СО " | И д -"= s -Г 1 -4 W О *О CQ . нструкция :рмометра: ajja-'ss -в р >, -я " О Л т^Н&з " с " s" | -1 .-Tis^s i^.e-iYoS 0 V а; а 1 г ?2 •=: х * н s к-i о^ к a ф =- oa _ а* м S3 - о те н Я со (О HillT "-IE-!* U к о Ц1^й те г ._, -и а "чй^.ао. | ф X "5 О О **1 Н 0 М Н К § 12. Паровой термометр 87 провода. Для герметичности соединения под фланец кладут фибровую прокладку. Лабораторная проверка. Погрешности термометров определяются сравнением их показаний с показаниями эталон- ного ртутного термометра при нагреве. Термометры нагревают при помощи специальной установ- ки- термобани (фиг. 69). Термобаня представляет собой бачок, заполненный водой (для проверки термометров до 100° С) или Указатель Приемник- Вода или масло- Тепло изоляция - мешаема • ч Клеммы offospeffa Фиг. 69. Принципиальная схема термобани. иаслом (для проверки свыше 100°С). Стенки бачка выполня- ются из теплоизоляционного материала. Под дном бачка рас- полагают электрообогрев, состоящий обычно из двух секций, которые можно включать параллельно или последовательно для получения более или менее интенсивного нагрева. При испытаниях термометров в термобане необходимо не- прерывно перемешивать жидкость. Для этого внутри термобани расположена мешалка вентиляторного типа, которая приводит- ся в действие вручную или электромотором. Постоянная температура, необходимая для отсчета показа- ний термометра, поддерживается путем периодического включе- ния и выключения электрообогрева. Однако при этом темпера- тура термобани несколько колеблется вследствие ее тепловой инерции. Для устранения этого недостатка применяются спе- циальные терморегуляторы. При отсутствии терморегулятора целесообразно включать последовательно с обогревом реостат, при помощи которого 88 _______ Глава третья. Манометрические приборы _______^___ достигается тепловой баланс термобани и устанавливается по- стоянная температура. Перед отсчетом показаний термометров необходимо делать задержку на каждой температуре в течение 5-10 мин. Допу- стимые ошибки термометров составляют+5° С. § 13. Трехстрелочный индикатор Назначение. Трехстрелочный индикатор объединяет в одном приборе показания манометров масла и бензина и тер- мометра. Термометр трехстрелочного индикатора можно исполь- Фиг. 70. Трехстрелочный ивдикатор. зовать для измерения температуры масла или охлаждающей жидкости. На общем циферблате прибора нанесены три шкалы: мано- метра масла - от 0 до 15 ат, манометра бензина - от 0 до 0,8 ат и термометра - от 0 до 125°; по каждой шкале пере- мещается своя стрелка (фиг. 70). Шкалы расположены таким образом, что при нормальных значениях измеряемых величин стрелки образуют фигуру в виде опрокинутой буквы Т. Это зна- чительно облегчает наблюдение за прибором; летчику не нужно всматриваться в показания каждой стрелки, а достаточно об- щим взглядом оценить правильность взаимного расположения стрелок. Конструкция. Трехстрелочный индикатор (фиг. 71) со- стоит из трех независимо работающих механизмов, объединен- ных в одном корпусе. Механизмы смонтированы на общем основании индикатора JH регулируются независимо друг от дру- га. Механизм термометра по принципу действия и конструкции ничем не отличается от механизма парового термометра, опи- санного выше. Трубка Бурдона также сообщается трубопрово- дом с приемником, заполненным хлорметилом. Механизмы ма- нометра бензина и манометра масла одинаковы по конструкции 42 4', Фиг. 71. Конструкция трехстрелочного индикатора: 1-основание трубки Бурдона термометра, 2-тяжок, 5-хвосто- вик сектора, 4-ось сектора, i-сектор, 6-трубка Бурдона, 7-аребенка основания, 8 - регулироьочные винты, 9-трибка, М-волосок, Л-стойка, 12-ось стрелки, 23-аппендикс труб>- провода, 14-предохранительная медная плетка, 15-спиральная пру-киня; 7б-медная оплетка. 17-капилл р, 18 -а делка оплет- ки, 19-головка приемника, SO-накидная гайка, 21-трубка при- емника, 22-хлормет! л, 23-тр>бки Бунд -на манометров, Si- основание трубки Бурдона, 25- тяжок, 26-хвостовик секто- ра, 27- сектор, 28-волосок, 29-трибка. SO-ось стрелки, 31-основание механизма, 32-пластинк • механизма манометров, 33-шкала, 34-штуцер, 35, 37-трубопровод, 36-гайка, 38-мед- ная оплетка, 39-прижимное кольцо, 4(7-стекло, 41-корпус, ^2-рант, 43-пластинка механизма аэротермометра. "л ! •н ^i § о я I ж is I * I ? 90 ________Глава третья. Манометрические приборы___________ и по принципу действия не отличаются от аналогичных прибо- ров, описанных выше. В одном типе трехстрелочного индикатора корпус негерме- тичен и сообщается с кабиной самолета, в другом - корпус гер- метичен и снабжен дополнительным штуцером. Трехстрелочные индикаторы снабжены приемниками для ма- нометра масла. Конструкция этого приемника и соединительного трубопровода такая же, как у отдельного манометра масла с приемником. \SL........................ ' J Фиг. 72. Кассетный трехстрелочный индикатор. Кассетный трехстрелочный индикатор. Не- достатком описанного трехстрелочного индикатора является трудность демонтажа и замены прибора при отказе в работе какого-либо элемента. Более удобен в этом отношении кассет- ный трехстрелочный индикатор (фиг. 72 и 73), дающий воз- можность заменять любой из трех элементов. В случае поломки термометра или манометра масла соответствующий измери- тельный элемент заменяется вместе со своим приемником. В отличие от предыдущего типа кассетный трехстрелочный индикатор имеет горизонтальные профильные шкалы, располо- женные друг над другом. В общем каркасе / при помощи кре- пежных гаек 2 монтируются три плоские кассеты. Любую кас- сету можно заменить независимо от двух других. Манометр масла работает следующим образом. Давление от приемника масла передается через трубопровод 3 трубке Бурдона 4. Под влиянием давления конец трубки Бурдона пе- ремещается и через тягу 5 поворачивает поводок 6, располо- женный на общей оси со стрелкой 7. Люфты в шарнирах вы- бираются волоском 8. § 13. Трехстрелочный индикатор_________ 91 Приемник манометра масла идентичен такому же прием- нику, описанному выше. Система заполняется толуолом через капиллярный трубопровод 9, после чего конец его запаивают. Термометр. Давление насыщенных паров, возникающее в приемнике при изменениях температуры, передается через ка- Фиг. 73. Конструкция кассетного трехстрелочного индикатора: 1-каркас (корпус), 2-крепежные гайки, 3-капиллярный трубопровод, 4 -трубки Бурдона маномеира масл), 5-тяга, 6-поводок, 1-стрелка манометра масла, S -воло- сок, 5-аппендикс трубопров! да, 10-трубка Бурдона термометра, Л-гребенка, 12- штуцер манометра бензина, 13-сдвоенная коробка манометра бензина, Н-пру- жинящий крючок, 15-стойла, 16-поводок, 17-тяга, И-стрелка манометра бензина, 19-волосок. ииллярный трубопровод трубке Бурдона 10. Передача движения от трубки Бурдона к стрелке происходить так же, как в мано- метре масла. Для выравнивания шкалы термометра служит так называемая гребенка 11, представляющая собой неподвижное полукольцо, окружающее трубку Бурдона. Регулируя винты, ввернутые в гребенку, изменяют момент соприкосновения труб- ки с винтами при распрямлении трубки, чем достигается нуж- ный характер шкалы. Приемник термометра также аналогичен •писанному ранее. 92 Глава третья. Манометрические приборы Манометр бензина. Давление бензина передается в шту- пер 12, а затем через соединительный трубопровод сдвоен- ной манометрической коробке 13. Последняя связана с пружи- нящим крючком 14, конец которого закреплен в стойке 15. При перемещении центра коробки под действием давления крю- чок 14 изгибается и посредством поводка 16 передвигает тя- гу 17, шарнирно связанную со стрелкой 18. Люфты в передаче выбираются волоском 19. Трехстрелочные индикаторы испытываются и монтируются на самолете аналогично описанным выше манометрам и термо- метрам. § 14. Мановакуумметр Назначение. Мановакуумметр применяется для контро- ля давления горючей смеси во всасывающей трубе двигателя. Принцип действия. Мановлкуумметр работает по принципу металлического ба- рометра с анероидной короб- кой (см. фиг. 50) и измеряет абсолютное давление горючей смеси во всасывающей трубе. Схема включения мановаку- умметра показана на фиг. 74. Герметичный корпус прибора сообщается со всасывающей трубой двигателя. При изме- нении давления наддува ме- няется прогиб анероидной ко- робки, и передаточный меха- гг Фиг. 74. Схема включения мановаку- умметра: 1-поплавковля камера карбюратора, 2-нагнетатель, 3-прибор. низм передвигает стрелку, ука- зывающую на шкале величину давления наддува. Когда дви- гатель не работает, давление во всасывающей трубе равно атмо- сферному. Конструкция. Применявшиеся ранее мановакуумметры двух диапазонов (фиг. 75) имели одинаковый механизм (фиг. 76), отличающийся только жесткостью анероидной короб- ки. График хода коробки мановакуумметра до 1600 мм рт. ст. показан на фиг. 77. Анероидная коробка 2 (см. фиг. 76) укреплена нижним центром на плате /. Верхний центр коробки связан с переда- точным механизмом, состоящим из двух ступеней передач - шарнирной и зубчатой. Перемещение верхнего центра коробки передается валику кривошипа 3 шарнирной тягой 4. Вместе с валиком 5 поворачивается скрепленный с ним зубчатый сектор § 14. Мановакуумметр 93 /, вращающий трибку 8, на оси которой насажена указываю- щая стрелка 9. Для компенсации температурных ошибок, происходящих вследствие изменения упругости коробки, прибор снабжен би- металлическими компенсаторами первого и второго рода 5 и 6. Люфты механизма выбирает волосок 10, посаженный на оси трибки. На шкале 11 мановакуумметра нанесены деления через 20 мм рт. ст. Цифры указывают величину давления в санти- метрах ртутного столба. Фиг. 75. Мановакуумметры до 1600 и 2000 мм рт. ст. В настоящее время механизм мановакуумметра, (см. фиг. 76) заменен унифицированным механизмом, единым для целого ря- да приборов манометрической группы (см. § 19). Лабораторная проверка. Для тарировки и про- верки мановакуумметров применяется установка (фиг. 78), снабженная ртутным барометром. Герметичный корпус мано- вакуумметра и ртутный барометр можно подключать к источ- нику вакуума или давления при помощи крана-переключа- теля. Сначала прибор соединяют с источником вакуума и, дей- ствуя регулировочным краном, проверяют погрешности мано- вакуумметра в диапазоне от нормального давления до 300 мм рт. ст. Затем прибор соединяют с источником давления и про- изводят аналогичную проверку в диапазоне от нормального давления до 1600 мм рт. ст. (или до 2000 мм рт. ст.). Допустимые погрешности мановакуумметра при ,4-15° С на рабочем участке шкалы (800-1400 мм рт. ст.) составляют 10 мм рт. ст. На остальных точках шкалы погрешности не должны превышать 20 мм рт. ст. При 1+50 и-45°С допускает- ся увеличение погрешностей до 20 мм рт. ст. на рабочей части и до 30 мм рт. ст. на остальной части шкалы. Вариация манова"куумметра негдолжн'а превышать 10 ммрт.ст. flOA-B I * 2 1 Фиг. 76. Конструкция мановакуумметра: 1-плата, 2-анероилная коробка, 3- валик кривошипа, 4-тяга, 5 и в-Яиметалл, Г-сектор. 8-трибка, 9-стрелка, 10-волосок. 11-шкала, 12-стекли, 73-корпус, W-штуцер, 15-накидная тайка. § 14. Мановакуумметр 95 0,8 0,1 + 0,2 0 Ч Ч аз 0,2 ъ Ъ ^ 0" о,в , 08 1,0 Фиг. 77 Фи] \\ \ ИН"4+\ Н^И V Ч \ Да г вление в " и Г". Плотность воздуха на этой высоте будет равна PH=PO_^JL, РО -н где ро - плотность воздуха при нормальных условиях, равная 0,125 кесек-/М*; ро-нормальное давление на уровне моря, равное 760 мм рт. ст.; То-273+15=288°-нормальная температура в абсолютных градусах. Скоростной напор, измеряемый указателем скорости, будет равен где Уист-истинная воздушная скорость. Так как прибор тарируется для ро = 0,125 кг секг/л*, то его показания при данных условиях полета определяются уравнением V2 9н=Ро __П?- , где Vnp-показание прибора с учетом инструментальных ошибок. Приравнивая оба выражения ? о 2 о. с ^ • ж. с о ! ою ^?.& Я ^> Ct* "ч5р-ь " О t- И X Ь" B-""J о""** i'JiSS Se u> s* l-s| 1- ^ н Е " а у nj 7? °-B I S ч О. И Ч °э- ^. 1 V4U (c) 108__________Глава третья. Манометрические приборы___________ будет только статическое давление. Это давление передается по статическому трубопроводу 6 в герметический корпус указа- теля скорости. Для борьбы с обледенением трубка Пито снабжена элек- трообогревателем 4 мощностью около 40 вт. Электрообогрева- тель работает от бортовой электросети и включается по усмот- рению летчика. При перегорании элемент обогрева можно за- менить. Динамическое давление, воспринимаемое трубкой Пито, может несколько отличаться от расчетной величины, указан- ной в аэродинамической таблице (приложение 1). При этом в показаниях указателя скорости появляется погрешность, ве- личина которой определяется так называемым аэродинамиче- ским коэфицигнтом трубки Пито. Этот коэфициент равен от- ношению действительного перепада давлений, воспринимаемо- го трубкой Пито, к расчетной величине перепада давлений. Если аэродинамический коэфициент больше единицы, то указатель скорости дает повышенные показания; если коэфи- циент меньше единицы, то показания будут занижены. ГОСТ устанавливает допустимые отклонения аэродинамиче- ского коэфициента трубки Пито в пределах 0,96-1 при на- правлении воздушного потока вдоль оси трубки. Когда воздушный поток не направлен вдоль оси трубки Пи- то, например, при полете самолета с большим углом атаки, мо- гут быть дополнительные погрешности в показаниях указателя скорости. Однако в этом отношении отечественная трубка Пито по своим качествам значительно выше иностранных образцов (фиг. 88). Из приведенного графика видно, что отечественная трубка Пито вносит дополнительные искажения в показания указателя скорости не более чем на ±2°/о при изменении угла притекания струи от 0 до 25°. Во избежание появления дополнительных погрешностей в показаниях указателя скорости трубка Пито монтируется па- раллельно хорде крыла самолета в отдалении от струи винта и частей самолета, искажающих поток воздуха. Непараллель- нссть трубки Пито хорде крыла не должна превышать ±2° в любом направлении. Трубку Пито крепят при помощи дуралюминовой трубы на- ружным диаметром не более 30 мм. Конец трубы стачивается ка конус на длине 10 мм до диаметра 29,7 мм (фиг. 89,а). Это делают для того, чтобы кромка трубы не выступала над по- верхностью трубки Пито, так как в противном случае увеличи- вается давление в статической камере. На одномоторных самолетах дуралюминовую трубку консоль- нс укрепляют в носке крыла с выносом вперед, не менее чем § 16. Указатель скорости 109 на 50% местной длины хорды крыла (фиг. 89,6 и в) с отклоне- нием не более ±15 мм. При этом трубка Пито должна нахо- диться вне зоны влияния винта, но не ближе к концу крыла чем на Vio размаха крыльев самолета. Дополнительные погрешности указателя скорости могут воз- никать также вследствие негерметичности статической камеры Относительный скоростной напор ^ 0 Ci 5-> 0- 0" "-" .л * "•< с* IQ <-> -" "<> •** А м° Груб/fa О/ "iginal ffr/t bfi / ~оуб/<а Азиата > *^ **~ ^^ *^. ^^.- ^х, X" •? ^-* ** Vei ?j Ы 1 /7^/ челе ини> 3 7 СП 0° 7РУ1 ^Х, ? - X --5 •я ,_" -МИ •ей •-= ss^a-: р^*"' ••----• •--•• *•"" =-- ч ••- и. •• •• •--, --. -- ->. \ ~~-- -**. -^ ""X "--,, \ \ ? Imevecmse/i mpyffAa наь / -^ *•** ^Хц * •" >. V \ TpyBkot HplLsman-' -^ '\ х>> \ Трь ff/fC '. Р '^/7< ,ег \ у \ Фиг. 88. Зависимость относительного скоростного напора трубок Пито от угла протекания потока воздуха. трубки Пито, а также при неправильной установке трубки. Гер- метичность статической камеры должна быть такой, чтобы давление, созданное внутри этой камеры и равное 200 мм рт. ст., спадало за 3 мин. не более чем на 5 мм. рт. ст. При стоянке самолета на земле трубку Пито закрывают чехлом, предохраняющим ее от засорения. Чехол имеет вымпел (флажок), предупреждающий экипаж о необходимости снять чехол перед вылетом. Конструкция указателя скорости. Применяе- мые указатели скорости бывают следующих диапазонов: 1) с диапазоном показаний 50-350 км!час (УС-350) (фиг. 90,а); 2) с затухающей шкалой с диапазоном показаний 80-800 км/час (фиг. 90,6). Конструкция этих приборов построена на базе унифицированного механизма (см. § 19). Здесь дается описание поежнего типа механизмов УС-350 и УС-800. по Глава третья. Манометрические приборы Указатель скорости УС-350 (фиг. 91). Передаточный ме- ханизм от коробки Види к стрелке состоит из двух сту- пеней: шарнирной передачи и сектора с трибкой. Прибор рабо- тает следующим образом. Под действием разности давлений коробка Види 1 прогибается и перемещает припаянный к ней а fltfi+ifijUt -SJU "70" % - tv. 0 Э* О § * ,, i? 1 о Ъ-мвстная щ rfa Крыла - - 10 Конец трубы cm overt mkoHHc с $ 30 на ф29,7на длине Юлин (L5l±1S Продольная ось самолета Про Зольная ось cgjHQJisma I-размах самолета Ъ ^местная хорда Ьрыла Фиг. 89. Установка трубки Пито на самолете. центр 2. Движение центра через тягу 3 и кривошип 4 пере- дается валику 5. При этом валик поворачивается вместе с за- крепленным на нем сектором 6. Сектор вращает трибку 7 и стрелку 8, при помощи которой отсчитывается скорость по шка- ле 9 прибора. Люфты выбираются волоском 10. Корпус прибора герметичен. Прибор сообщается с трубкой Пито посредством двух выводных штуцеров 11 и 12, присоеди- няемых к статическому и динамическому трубопроводам. УС-350 регулируют путем изменения передаточного числа кривошипного механизма. Передаточное число регулируют, из- меняя рабочее плечо кривошипа при помощи регулировочного § 16. Указатель скорости 111 винта, расположенного на валике. Допустимые шкаловые ошиб- ки УС-350: пр,и +15° С ±6 км/час, при rf-50 и -45° С ±10 км/час, а при +60° С ±15 км/час. Герметичность корпуса должна быть такой, чтобы разреже- ние внутри корпуса, соответствующее максимальному показа- нию прибора, спадало за одну минуту не более чем на 15 км/час. Динамическая система указателя скорости должна быть полностью герметичной. Указатель скорости УС-800 с затухающей шкалой. По мере роста скоростей полета соответственно расширяются пределы Фиг. 90. Шкалы указателей скорости УС-800 в УС-350. измерения указателя скорости. Это приводит к снижению точ- ности отсчета скорости, так как на той же длине дуги шкалы располагается б|ольшее число Делений. Однако очень важно сохранить точность отсчета, особенно на посадочных скоростях полета. Это требование удовлетворено в конструкции указателя скорости с затухающей шкалой УС-800 (фиг. 92). Первая по- ловина шкалы прибора имеет крупные деления, что значительно повышает точность отсчета при малых скоростях. Вторая поло- вина шкалы имеет меньшее расстояние между делениями, бла- годаря чему прибор работает в большом диапазоне скоростей. Коробка Види этого прибора состоит из трех мембран. Пере- даточный механизм связан с внутренней чувствительной мем- браной. Начиная с некоторой скорости, внутренняя мембрана ложится на внешнюю жесткую мембрану и прогибается вместе с ней, чем достигается "затухание" шкалы. Механизм прибора состоит из шарнирной передачи, сектора с трибкой и волоска, выбирающего люфт, и действует анало- гично механизму У6-350. 5 4- k^SSSNNN^S^S?? Фиг. 91. Конструкция указателя скорости УС-350: 1- коробка Види, 2-центр, 3-тяга, 4-кривошип, 5-валик, 6-сектор, 1-трибка, в-стрелка, 9-шкала прибора, 10-волосок, 11 и 12-штуцеры. з XJ I и § 16. Указатель скорости 113 Для получения нужного характера шкалы внутренней мем- бране дается начальный натяг при помощи специального упора. Корпус прибора герметичен. Прибор соединяется с трубкой Пито посредством двух штуцеров так же, как и УС-350. Допус- каемые шкаловые ошибки УС-800 при т-15° С на участке 13 Ш ' Фиг. 92. Конструкция указателя скорости с затухающей шкалой ; • УС-800: 1-трехмембранная коробка, 2- тяга, 3- биметаллическая компенсация, 4- валик, • 5-сектор, 6-трибка, 7-стрелка, "-упор, 9-волосок, 10- шкала, И-статический штуцер, 72-динамический штуцер, И-стекло. шкалы 100-250 км/час составляют ±8 км/час; на участке 400-600 км/час ±10 км/час и на участке 700-800 км/час + 15 Ьм/час. При ,+ 50 и -45° С ошибки соответственно уве- личиваются до ±10, ±15 и ±20 км/час; при -60° G ошибки по всей шкале могут доходить до ±20 км/час. Герметичность корпуса УС-800 должна быть такой, чтобы при разрежении в корпусе, соответствующем максимальной скорости, показания прибора уменьшались за одну минуту не более чем на 40 км/час. Герметичность динамической системы должна быть полная. о Приборы иа самолете 114 Глава третья. Манометрические приборы Двухстрелочный указатель скорости. Высокую точность от- счета скорости при большом диапазоне измерения дает двух- стрелочный указатель скорости (фиг. 93). Прибор имеет две стрелки -• контурную и сплошную. Пер- вая делает один оборот при увеличении скорости на 100 км/час и дает отсчет в десятках километров. Вторая стрелка делает 0,1 оборота при увеличении скоростей на 100 км/час и дает отсчет в сотнях километров. /0 350 360 370 380 390 bOO b№b2ff ЬЗО U0 Ч'Ш nillMHllll4mi!uulrul"f|l|ll|l'll'll^l^ilnJmilnJn^nnlmJmi!ii Jt^^ |''Ч''Ч-|'М|1~"|ф"'|"'ф"Ф'"("ифтр^ КО /30 /M ПО /SOW т 'Wm&0&OJ30M02&Jff0?70M>^№3/03203303№3?03f0JW3S03Wb004r0420b30 IT npuf Фиг. 97. График (а) и шкала (б) инструментальных поправок указателя скорости. 120 Глава третья. Манометрические приборы Эталон зимой. Поэтому жидкостные манометры применяют в том слу- чае, когда требуется высокая точность проверки. Обычно же в качестве эталонного прибора используют указатель скорости, тщательно выверенный в лаборатории по жидкостному мано- метру и снабженный графиком поправок. Эталонный прибор проверяют в лаборатории непосредственно перед проверкой приборов на самолете. Следует отметить, что нельзя точно учесть инструментальные поправки указателя скорости, так как проверка производится при одной температуре, а полет со- вершается при различных температурах. Для проверки указателя скорости на самолете поль- зуются приспособлением, со- стоящим из резиновой груши с нажимным винтом и тройни- _ктруМе лито ка (фиг_ 08). Один конец тройника соединяется с гру- шей, другой-с динамическим отверстием трубки Пито, тре- тий -с эталонным прибором. При помощи нажимного винта создают давления, соот- ветствующие различным ско- ростям (соответственно диапа- зону указателей скорости, установленных на самолете). Через каждые 10-20 км/'час записывают показания эталона и показания всех указателей скорости на самолете. Давление, соответствующее максимальной скорости, выдер- живают в течение 15 мин., затем его уменьшают и поверяют показания на тех же точках. Если эталоном является жидко- стный манометр, то поправка равна разности показаний этало- на и проверяемого прибора. Если же эталоном служит указа- тель скорости, то поправка равна разности показаний эталона и проверяемого прибора плюс поправка эталона на данной скорости. Для каждой точки выводят среднюю поправку, рав- ную полусумме поправок при увеличении и уменьшении дав- ления. По средним поправкам составляют график поправок указателя скорости. Указатель скорости, установленный на самолете, может да- вать неверные показания не только из-за инструментальных ошибок, но и вследствие искажений, вносимых трубкой Пито. Для контроля правильности установки трубки Пито проверяют указатели скорости в воздухе методом мерного километража. Сущность этого метода состоит в сравнении показаний указа- Фвг. 98. Приспособления для проверки указателей скорости на самолете. § 17. Высотомер 121 телей скорости с величиной воздушной скорости, которую вы- числяют, замеряя время прохождения заранее намеченных мерных участков. § 17. Высотомер Назначение и принцип действия. Высотомер предназначается для определения высоты полета. Летчик поль- зуется прибором для пилотирования самолета, а штурман - для аэронавигационных расчетов. Щ^^Щ^^Щ Фиг. 99. Высота полета самолета: относительная, истинная " абсолютная. В зависимости от уровня отсчета различают следующие- высоты полета (фиг. 99). Истинная высота - это высота полета над данной мест- ностью. При горизонтальном полете истинная высота изменяет- ся с изменением рельефа местности. Абсолютная высота - это высота полета над уровнем моря. Абсолютная высота не зависит от рельефа местности и при го- ризонтальном полете остается постоянной. Относительная, высота - это высота полета над каким-либо условным местом, например, местом вылета или посадки. Для пилотирования самолета при слепом полете, а также при аэрофотосъемке и бомбометании нужно знать истинную- высоту полета. Для измерения высоты полета применяются барометриче- ские высотомеры, построенные на принципе измерения стати- ческого давления воздуха, окружающего самолет. Метод баро- метрического измерения высоты основан на законе падения; давления воздуха с увеличением высоты над уровнем моря. 122 Глава третья, Манометрические приборы Среднее атмосферное давление на уровне моря равно 760 мм рт. ст. Это давление принято за нормальное. С увеличением высоты над уровнем моря атмосферное давление уменьшается по определенному закону, связан- ному с законом изменения температуры воздуха. Температура воздуха непрерывно понижается с подъемом на высоту до нижней границы стра- тосферы, после чего остается постоянной или несколько повышается (фиг. 100). Действительное распределение температур по высотам может отли- чаться от закона, показанного на графике фиг. 100. Встречаются слои воз- Темпера/пура воздх*а°С -60е -50' -40" -30° -20° -10° О W 1& 16 /4 & >310 §s ^ *-*, "*-. ---. "^ч. 50 WO 150 ZOO ZS0300~ 350 WfSO 500 550 600 650 700 750 81 Давление воздуха} #>JH pm. cm. + W° ±20° Фиг. 100. График зависимости давления и температуры от высоты. .духа, где температура не изменяется (слой изотермии) или даже повышает- ся (слой инверсии). Величина, на которую понижается температура на каждый километр высоты, называется вертикальным температурным градиентом. Для слоя изотермии температурный градиент равен нулю, а для слоя инверсии он имеет отрицательное значение. Средний температурный градиент определяется по формуле а= T0-Tff Н где Тй - температура у земли; Tj] - температура на высоте; Н - высота в километрах. Средний температурный градиент имеет определенную величину для жаждого времени года. Наблюдениями установлено, что среднелетний тем- шературный градиент равен 8°, а среднезимний 4" на 1 км высоты. -Среднегодовой температурный, градиент равен 6,5е на 1 км или 0,0065° на 1 м. Таким образом, зная температуру у земли, можно приближенно пы- •числить температуру на высоте (до 11 км) по формуле Т"^Тп-аН. § 17. Высотомер 123 Выведем закон изменения атмосферного давления в зависимости от вы- соты, принимая, что температура воздуха уменьшается по линейному закону с увеличением высоты от 0 до 11 км, после чего остается постоян- ной, равной -56,5° С. При изменении высоты на малую величину dH атмосферное давление изменяется на величину dp= - fdH, де т - весовая плотность воздуха. Пользуясь законом Клапейрона, можно выразить плотность воздуха через давление и температуру: = _Р__ т кт" ' где р~ давление воздуха; R - газовая постоянная, равная 29,27 л/°С; Ту - температура в градусах Кельвина. Так как мы приняли, что температура изменяется по линейному за- кону, то температуру на высоте Н можно выразить через температурный градиент Тя=Т0-аЯ. Подставляя в диференциальное уравнение значения f и Та, получим р pdH ар-^Н-пт-/н - ^^ или *?. р d(aH) aR(aH- Т0) Интегрируя это уравнение в пределах от р0 до р/[ и соответствен!!.) от 0 до Н, получим 1 Ри ' , /т аН\ In - = - In 1 - - , /'о aR \ Т0) откуда Ря = Ро(1-у)*Л \ 'о/ где Н - высота, м; рн~ давление на высоте, мм рт.'ст.; Ро - давление у земли, мм рт.ст.; Г0 - абсолютная температура у земли, равная 273° 4- t0, где (Q в гра- дусах Цельсия; а - температурный градиент. Эта формула дает закон изменения давления воздуха с увеличением высоты до 11000 л". Для высот более 11000 м температура остается по- стоянной, равной Гц. Соответственно этому диференциальное уравнение будет иметь вид dj"=-fdH=- или dJL р RTn dH ~RT\^' -dH 124 Глава третья. Манометрические приборы Интегрируя это уравнение в пределах от рп до р" и от 11СОО м до //, получим Pff___Я-11000 In откуда Рп Pff = Рпе ><тп _н- IICOD кг" где рн - давление на высоте Н; j",i--давление на высоте 11000 м; е - основание натуральных логарифмов; Тп - абсолютная температура на высоте 11000 м, равная 273 + /7i =; = 273-56,5 = 216,5°.' Эта формула дает закон изменения давления для высот более 11 000 м. По приведенным формулам рассчитана так называемая международная стандартная атмосфера - условный закон изменения атмосферного давления с изменением высоты над уровнем моря (фиг. 100 и табл. 5). Таблица 5 Международная стандартная атмосфера Тропосфера Стратосфера Высота км Давление мм рт. ст. Температура, "С Высота км Давление мм рт. ст. •-•Темпера-тура, °С - 1000 854,6 +21,5 11000 169,6 -56,5 0 760,0 +15,0 12000 144,8 -56,5 1000 674,1 +8,5 13000 123,7 -56,5 2000 596,2 +2,0 14000 105,6 -56,5 3000 525,7 -4,5 15000 90,2 -56,5 4000 462,2 -11,0 16000 77,0 -56,5 5000 405,0 -17,5 17000 65,8 -56,5 6000 353,7 -24,0 18000 56,2 -56,5 7000 307,8 -30,5 19000 48,0 -56,5 8000 265,8 -37,0 20000 41,0 -56,5 9000 230,4 -43,5 10000 198,1 -50,0 Международная стандартная атмосфера положена в основу так назы- ваемой гипсометрической таблицы, (см. приложение 2), по которой тари- руется авиационный высотомер. В табл. б давление выражено высотой стол- ба ртути плотностью 13,5951 г/сл', соответствующей 0°С (см. стр. 59). В § 17. Высотомер гипсометрической таблице указана также высота ртутного столба при 20° С, так как высотомеры тарируют при комнатной температуре. При расчете международной стандартной атмосферы давление ро при- нято равным 760 мм рт. ст. при 4-15° С1 (Го = 273 +15=288°), а темпера- турный градиент взят равным 0,0065° на 1 м при увеличении высоты до 11 000 м равным нулю для больших высот. Практически состояние атмосферы всегда отличается от стандартных условий, и, следовательно, для вычисления истинной высоты полета в по- казания высотомера должны быть внесены методические поправки. Если давление у земли в пункте вылета отличается от нормального (760 мм рт. ст.), то поправку вносят, переводя стрелу высотомера специальной рукояткой. Если температура у земли не равна +15° С, а температурный градиент отличается от 0,0065, то высотомер будет иметь температурную методиче- скую ошибку. / Выведем зависимость между истинной барометрической высотой и по- казанием высотомера при температурных условиях, отличающихся от расчетных. Вернемся к диференциальному уравнению давления: ap=-idH=-2jdH. В этом уравнении можно с известным приближением принять темпера- туру воздуха постоянной, равной среднему значению температуры столба воздуха данной высоты. Тогда уравнение примет следующий вид: dJL _ _ _dw_ р я-V где •т т"+тн УСР-----;---- Интегрируя уравнение в пределах от />0 ло Гц и соответственно от 0 до Н, получим приближенную зависимость давления от высоты и от средней температуры воздуха: In _^=_ " РО Л'/'ср откуда И=ЯГер1п^-. Показания высотомера в полете равны /-/пр=Я7расч1п -~, где //цр - показания высотомера; ^расч - средняя расчетная температура, равная Т0 + аН, где а = 0,0065. 1 Так же, как и на стр. 104, здесь указана температура воздуха, а высота ртутного столба дана для 0° С. 126 Глава третья. Манометрические приборы _ Истинная барометрическая высота при этом равна ^ист = #7факт I" - , где Тфакт - действительная средняя температура, равная 'земли + Tff : 2 ~~' По этим двум уравнениям определяют зависимость между истинной барометрической высотой и показанием высотомера: "ист _ 'факт_ *Mip Трасч откуда Я_ Н 'Факт ист - "пр Т 1 расч Штурман вычисляет истинную барометрическую высоту при помощи аэронавигационной линейки. Для этого последняя формула приводится к логарифмическому виду: Ig Яист = Igtfnp + lg Тфакт - Ig7"pac4- ИСТИННУЮ высоту полета вычисляют следующим образом. Исправленное значение //Пр определяют алгебраическим сложением инструментальной поправки с показанием высотомера. Расчет //ист делают при помощи аэронавигационной счетной линейки. Из найденной истинной барометричес- кой высоты алгебраически вычитают поправку на топографический рельеф. Если высотомер установлен по давлению точки вылета, то поправку на рельеф берут как разность между высотой данного места земли и точкой вылета. Если же высотомер установлен по нормальному давлению (760 мм рт. ст.), то поправка на рельеф равна высоте данного места земли над уровнем моря. Величину поправки штурман берет из карты, на которой имеются отметки высот местности относительно уровня моря. В случае если известно барометрическое давление в данной точке земли (например, сообщено по радио), высотомер можно установить по этому давлению, и в этом случае вычисленная истинная барометричес- кая высота будет равна истинной высоте полета. •• Конструкция. Высотомер представляет собой метал- лический барометр, упругим элементом которого является ане- роидная коробка (см. фиг. 50). Коробка помещается в герме- тическом корпусе, который сообщается со статической камерой трубки Пито. Внешнее давление воздуха на коробку уравновешивается упругостью мембран. Прогиб центра мембраны анероидной коробки имеет наибольшую величину у земли и уменьшается но мере подъема на высоту, т. е. по мере уменьшения внеш- него давления. Ход центра мембраны передается на указываю- щую стрелку посредством передаточного механизма. В настоящее время применяются только двухстрелочные высотомеры. § 17. Высотомер 127 Показанный на фиг. 101 и 102 двухстрелочный высотомер имеет две стрелки - большую и малую; первая делает один оборот за 1000 м высоты, вто- рая - один оборот за 10 000 м. В качестве чувствительного эле- . мента поставлена двойная ане- роидная коробка с изолирован- ными внутренними полостями. Механизм прибора состоит из шарнирной передачи, сектора с трибкой, пары цилиндрических шестерен и перебора из четырех цилиндрических ш'естерен. При уменьшении внешнего давления анероидная коробка 1 расши- ' ' ' ряется и посредством тяги 3 по- фш,_ Ю1 д лощшй ворачивает валик 5 с сектором высотомер. 6. Сектор вращает трибку 7 с большой шестерней 8, сцепленной с малой шестерней 9. На оси малой шестерни 9 укреплена большая стрелка. Малая Фиг. 102. Кинематическая схема двухстрелочного высотомера: 7-анероидная коробка, 2-температурная компенсация первого рода, 3-тяга, 4-iev- иературная компенсация второго рода, 5-валик, 6-сектор, 7-трибка, 8- большая шестерня, 9-малая шестерня, 10-ось, 11-пружинный противовес, 12-кремальера,. W-основание, ;М-шкала барометрического давления. 128 Глава третья. Манометрические приборы стрелка укреплена на полой осп 10, связанной с осью большой стрелки через прибор с передаточным числом 1 : 10. Механизм снабжен температурными компенсациями первого и второго рода. Для устранения ошибок, связанных с влиянием наклонов и вибрации, служит пружинный противовес 11, уравновешиваю- щий анероидную коробку /. Для перевода стрелок служит кремальера 12, поворачивающая основание 13, на котором смонтирован перебор. Од- новременно поворачивается сцепленная с кремальерой шкала барометрического давления 14. Корпус прибора герме- тичен и сообщается со ста- тической проводкой трубки Пито. Получение равномерной шкалы высотомера дости- гается изготовлением ане- роидных коробок со спе- циальной характеристикой, г ч s s высота в Им •-- ю п Фиг. 103. График хода анероидной коробки высотомера. возрастающей по давлению. С поднятием на высоту давление воздуха умень- шается ке пропорционально высоте, а по затухающей •кривой (см. фиг. 100). Поэтому анероидная коробка, имеющая возрастающий ход по давлению, даст равномерный ход по вы- соте. График хода по высоте показан на фиг. 103. Допустимые шкаловые ошибки высотомера при '+15° С со- ставляют в начале шкалы 30 м и постепенно увеличиваются к концу шкалы, достигая 200 м. При +50 и -45° О допустимые ошибки соответственно равны 50-250 м, а при -60° С состав- ляют 80-300 м. При установке барометрической шкалы высотомера соответ- ственно атмосферному давлению в день проверки допускается несовпадение большой стрелки с нулевым индексом не более чем на три деления шкалы высот. Высотомер выдерживает перегрузку в пределах от 124 (ми- нимальное давление) до 780 мм рт. ст. (максимальное давле •ние). Герметичность корпуса должна быть такой, чтобы раз режение внутри корпуса, соответствующее показанию 6000 м, спадало за одну минуту не более чем на 100 м. Лабораторная проверка. Установка для лабора- торной проверки высотомеров (фиг. 104) состоит из ртутного § 17. Высотомер 129 барометра /, соединенного с вакуумнасосом через игольчатый кран 2. Проверяемый прибор присоединяется к той же системе через тройник 3. Игольчатый кран имеет такую же конструк- цию, как в установке для проверки указателей скорости. Вакуумнасос должен обеспечивать получение разрежения в системе до 100 мм рт. ст. Ртутный барометр снабжен шкалой давлений, отградуированной в мм рт. ст. Кроме того, барометр имеет вспомогательную шкалу, отградуированную по высотам мм pm.cm Высотомер а к вануумнасосу Фиг. 104. Установка для лабораторной проверки высотомеров: 1-ртутный барометр, 2-игольчатый кр а, 3-тройник, i-резиновые шланги, S-:<ажим. с делениями через каждые 500 м. Нуль шкалы высот совпадает с нормальным барометрическим давлением (760 мм рт. ст.). Перед проверкой на высотомере устанавливают посредством кремальеры высоту дня проверки. Эту высоту определяют по гипсометрической таблице (см. приложение 2), предварительно определив по ртутному барометру атмосферное давление. За- тем вращением рукоятки кремальеры подводят большую стрел- ку высотомера к такому же показанию. Для определения шкаловых ошибок высотомера посредством игольчатого крана 2 создают поочередно вакуум, соответствую- щий высотам 500, 1 000, 2000 м и т. д. через каждые 1 000 м, до максимальной высоты 12000 м. Показания высотомера могут отличаться от показаний баро- метра не более чем на величину, указанную на стр. 128. После 15-минутной выдержки на высоте 12000 м проверку ведут в 9 Приборы на самолете 130__________Глава третья. Манометрические приборы обратном порядке. Разница между ошибками, полученными при прямой и обратной проверке (вариация показаний), не долж- на превышать 40 м на высоте 500 м и 80 м - на остальных высотах. Для определения герметичности корпуса создают разреже- ние, соответствующее высоте 6 000 м, и отключают прибор от системы при помощи зажима 5. Показания высотомера не должны изменяться более чем на 100 м за одну минуту (при постукивании по корпусу прибора). Высотомеры крепят на приборной доске летчика и штурма- на в соответствии со схемой приборного оборудования данно- го самолета. Их включают в статическую проводку той же трубки Пито, что и указатели скорости. Высотомер крепят к доске при помощи стандартного кольца диаметром 80 мм. Шту- цер соединяют с трубопроводом дюритовым шлангом длиной 200-300 мм. При негерметичности в соединениях могут возникнуть ошиб- ки в показаниях высоты. Герметичность проводки проверяют в процессе прокладки, а также по окончании монтажа всех приборов, связанных с трубкой Пито. Проверка на самолете. В процессе эксплоатации высотомера шкаловые ошибки прибора могут изменяться вслед- ствие изменения упругости анероидных коробок и старения с течением времени материалов механизма. На самолете периодически проверяют правильность уста- новки барометрической шкалы давлений, герметичность кор- пуса и шкаловые ошибки. Для проверки барометрической шкалы высотомера необхо- димо определить точную величину атмосферного давления по эталонному барометру. Эту величину устанавливают на шкале давлений посредством кремальеры. Если при этом стрелки высотомера не установятся точно на нуле (при постукивании по корпусу прибора), то производят юстировку высотомера. Для этого устанавливают стрелки точно на нуль, после чего от- вертывают контргайку кремальеры, оттягивают на себя руко- ятку кремальеры и, вращая последнюю, устанавливают шкалу давлений на точное значение давления дня; затем вдвигают рукоятку на место и законтривают контргайку кремальеры. Герметичность корпуса и шкаловые ошибки можно прове- рить при помощи приспособления, показанного на фиг. 105. Эталонный высотомер 2 должен быть точно проверен в лабо- ратории и снабжен таблицей поправок. Перед проверкой высо- томера на самолете штуцер прибора разъединяют со статиче- ской проводкой трубки Пито и присоединяют штуцер к трой- нику приспособления. Затем плотно завертывают зажим 8 и посредством ручного насоса 4 создают вакуум в баллоне 3. § 18. Вариометр 131 При открытом зажиме 9 устанавливают стрелки высотомеров / и 2 точно на нуль, после чего зажим 9. закрывают, а зажим 8 плавно открывают для получения вакуума внутри приборов. Далее проверку ведут в том же порядке, как при лаборатор- ных испытаниях. / Фиг. 105. Схема приспособления для проверки высотомеров на самолете: 1-испытуемый высотомер, 2-эталонный высотомер, 3-форвакуумный баллон; 4-руч- ной насос, S-клапан, 6-тройники, 7-резиновые шланги, S, 9-зажимы. Показания испытуемого высотомера на каждой из точек записывают в проверочный лист и вычисляют ошибки прибора, учитывая при этом поправки эталонного высотомера. Напри- мер, эталонный высотомер показывает точно 2000 м, а испы- туемый 2080 м. Допустим, что поправка эталонного высото- мера на высоте 2000 м равна + 30 м. Следовательно, действи- тельная высота равна 2000 + 30 = 2030 м, а поправка испытуе- мого высотомера равна 2030-2080 = -50 м. Полученные поправки высотомера наносят на график, ана- логичный графику поправок указателя скорости. Графиком пользуется в полете штурман самолета. § 18. Вариометр Назначение. Вариометр указывает скорость изменения высоты полета, т. е. скорость подъема или снижения самолета. Летчик пользуется вариометром при горизонтальном полете, планировании, пикировании и наборе высоты. При горизонталь- ном полете высота самолета должна оставаться постоянной, но показания высотомера, особенно однострелочного, изменяются заметно только при изменении высоты на несколько десятков метров. Будучи весьма чувствительным прибором, вариометр реаги- рует на незначительную скорость изменения высоты и тем са- 9* 132 Глава третья. Манометрические приборы мым дает возможность вести самолет горизонтально. Это каче- ство вариометра делает его особенно ценным для слепого по- лета. При планировании, пикировании и наборе высоты варио- метр помогает быстро установить нужный режим полета и так же быстро перейти к горизонтальному полету. К статической Камере трубки Пито Фиг. 106. Принципиальная схема вариометра. Принцип действия. В основу работы вариометра положен метод измерения относительного давления внутри замк- нутого объема, сообщающегося с атмосферой через1 капил- лярную трубку (фиг. 106). Если самолет летит горизонтально, то давление внутри ко- робки Види и внутри корпуса равно атмосферному давлению воздуха. При этом коробка Види не испытывает никакой раз- нести давлений, и указывающая стрелка стоит на нуле. При подъеме самолета атмосферное давление воздуха умень- шается. Воздух из корпуса начинает выходить через капилляр наружу. Капилляр имеет малое сечение, вследствие чего дав- ление воздуха внутри корпуса не успевает равняться с атмо- сферным давлением. При этом давление воздуха внутри кор- пуса больше атмосферного давления внутри коробки Види на величину, пропорциональную скорости подъема. Под влиянием этой разности давлений коробка Види сжимается и передви- гает указывающую стрелку вверх от нуля. При прекращении подъема самолета внешнее давление перестает меняться, и дав- ление внутри корпуса уравнивается с атмосферным давлением, а стрелка возвращается на нуль. Когда самолет снижается, то атмосферное давление внутри коробки увеличивается, а давление внутри корпуса отстает на величину, пропорциональную скорости снижения. Под дей- § 18. Ваоиометр 133 ствием разности давлений коробка В иди расширяется и пере- двигает стрелку в другую сторону от нуля. Рассмотрим закон протекания воздуха через капилляр. При постоянной скорости изменения высоты разность давления, кото- рая действует на коробку Види, равна: Шц/и До = С---- мм вод. ст., enrf-* где С-скорость изменения высоты, м/сек; [л - коэфициент вязкости воздуха, кгсек/мг', I - длина капилляра, м~, в -замкнутый объем внутри корпуса, л<3; а - постоянный коэфициент, м; ' d - диаметр капилляра, м. Из этой формулы видно, что разность давлений пропорциональна ско- рости изменения высоты при постоянных коэфициентах р и а. Однако эти коэфициенты меняются с изменением температуры. Поэтому вариометр тарируется для некоторых определенных условий полета, соответствующих высоте 3400-3700 м. При полете на другой высоте появляются методиче- ские ошибки в показаниях прибора вследствие изменения коэфициента вяз- кости (1 и коэфициента а. Эти ошибки имеют заметную величину лишь при больших скоростях подъема или снижения и поэтому не имеют существенного значения для пилотирования самолета. Важно, чтобы вариометр точно указывал нуль для выдерживания гори- зонтального полета. Это условие удовлетворяется, так как на нулевой точке вариометр методических ошибок не имеет. При изменении высоты полета изменяется температура окружаю- щего воздуха. Вследствие теплопроводности корпуса прибора температура воздуха внутри корпуса будет также изменяться. Это приведет к измене- нию давления воздуха внутри корпуса и появится дополнительная темпе- ратурная ошибка в показаниях прибора. Для уменьшения этой ошибки корпус прибора выполняют из материалов, плохо проводящих тепло. При изменениях вертикальной скорости самолета показания вариометра несколько запаздывают, вследствие того что при изменении режима полета требуется некоторое время (несколь- ко секунд) для установления разности давлений внутри и вне камеры. Для уменьшения запаздывания в показаниях вариометра стараются брать диаметр капилляра возможно больше, на- сколько позволяет чувствительность коробки Види. Конструкция. До последнего времени применялись ва- риометры двух диапазонов: от 0 до 10 м/сек (Вр-10) и от О до 30 м/сек (Вр-30) (фиг. 107). В настоящее время стали при- менять единый тип вариометра на 30 м/сек с затухающей шка- лой; в основу его конструкции положен унифицированный ме- ханизм (см. § 19) с добавлением кулисной передачи. Вариометры прежней конструкции на 10 и 30 м/сек отлича- ются лишь размерами капилляров (фиг. 108). Внутренняя по- 134 Глава третья. Манометрические приборы Фиг. 107. Шкалы вариометров на 30 и 10 м/сек. Ю 12 V Фиг. 108. Конструкция вариометра: 7-капилляр, 2-коробка Видн, 3-тяга, 4 -основание коробки, 5-пружинящая пла- стинка, 6- юстнровочный винт, 7-шкала. 8-стекло, 9-поводок, 10-сектор, Л-во- лосок, 12-трибка. § IS. Вариометр_____ 135 лость коробки Види 2 сообщается со статическим штуцером по- средством трубки, проложенной внутри герметичного корпуса. Для уменьшения температурных ошибок корпус вариометра выполняется из пластмассы. Внутренность корпуса сообщается с тем же штуцером через стеклянный капилляр 1. При измене- нии высоты полета давление внутри корпуса не успевает срав- няться с давлением внутри коробки Види и она прогибается в ту или другую сторону. Передаточный механизм от коробки Види к стрелке состоит из трех ступеней: шарнирной передачи, поводковой передачи и сектора с трибкой. Движение центра коробки через тягу 3 и кривошип передается валику. Валик, поворачиваясь, вращает сектор 10 через поводок 9. Сектор вращает трибку 12 и стрел- ку, которая производит отсчет скорости подъема или сни- жения самолета. Люфты выбираются волоском 11, расположен- ным на оси сектора. При горизонтальном полете стрелка должна находиться точно на нуле. Выверять положение стрелки нужно на земле. Если почему-либо она сместилась с нуля, то ее можно устано- вить на нуль при помощи юстировочного приспособления. Для этого вывинчивают головку кремальеры и вытягивают ее до- отказа. При этом шестерня кремальеры входит в зацепление с шестерней, связанной с юстировочным винтом 6. При враще- нии кремальеры котировочный винт получает продольное пере- мещение по резьбе и своей конической головкой отжимает пру- жинящую пластинку 5, на которой укреплена коробка Види. Перемещение коробки Види передается механизмом на стрел- ку. После установки стрелки на нуль головку вдвигают и за- винчивают доотказа. При крутом пикировании скорость значительно превышает максимальные показания прибора и коробка Види испытывает перегрузку. Во избежание деформации коробки прибор снаб- жен упором, ограничивающим ход коробки при ее сжатии. Лабораторная провефка. Допустимые погрешно- сти вариометра Вр-10 при+15° С равны 0,3 м/сек на точке О и 1 м/сек на остальных точках; при +50 и-45° С погрешности могут увеличиться в 1,5 раза. Допустимые погрешности вариометра Вр-30 при 4-15° С со- ставляют 1 м/сек на точке О и 3 м/сек на остальных точках; при+50 и-45° С погрешности Вр-30 на точке О могут дохо- дить до 1,5 м/сек. Испытание вариометра на герметичность производится ана- логично испытанию указателя скорости (см. фиг. 96). Статиче- ский штуцер прибора соединяют с ртутным манометром и че- рез игольчатый кран - с источником вакуума. Затем плавно увеличивают разрежение с такой скоростью, чтобы показания 136 Глава третья. Манометрические приборы прибора не превосходили максимального значения, до тех пор пока в системе не создастся разрежение 700 мм вод. ст., после чего кран плотно закрывают. Снижение давления за 1 минуту не должно превышать 3 мм рг, ст. Шкаловые ошибки вариометра определяют по схеме, пока- занной на фиг. 109. Основной частью проверочной установки 5 Фиг. 109. Схема установки для проверки вариометров: 1-спиртовой манометр, 2- баллон, 3-капилляр, i-ртутный барометр, 5-игольчатый кран, б-коллектор, 7-резиновый шланг, S-зажим. является контрольный вариометр, состоящий из спиртового ма- нометра /, который сообщается через баллон 2 с капилляром 3. Предварительно контрольный вариометр тарируется при по- мощи ртутного барометра 4, на шкале которого нанесены две точки, соответствующие высотам 3400 и 3700 м. При этом за- крывают зажим 8 и посредством крана 5 плавно увеличивают разрежение в системе, поддерживая постоянную разность дав- лений по шкале манометра /. Одновременно засекают секундо- мером время прохождения уровня ртути • барометра 4 между давлениями 3400 и 3700 м. Вертикальную скорость подъема определяют путем деления разности высот 3700 - 3400 = 300 м на измеренное время. На- пример, при времени, равном 10 сек., скорость подъема будет равна 300 10 = 30 м/сек. Полученное значение скорости подъема наносят на шкале спиртового манометра / на том уровне, который поддержи- ,<> 19. Манометрические приборы с унифицированным механизмом 137 кается при создании разрежения. Меняя краном 5 скорость от- качки, наносят возможно большее число точек в пределах от О до 30 м/сек. При определении скорости спуска спиртовой манометр / тарируют таким же способом по уменьшающемуся разрежению в системе. При этом определяют время прохождения уровня ртути барометра в обратном направлении - от точки, соответ- ствующей высоте 3700 м, до точки, соответствующей высоте 3400 м. Для определения шкаловых ошибок вариометров открывают зажим 8 и посредством крана 5 поддерживают постоянную скорость изменения высоты по шкале контрольного вариометра. При этом определяют поправку к показаниям испытуемого ва- риометра; поправки вариометра определяют для каждого деле- ния шкалы. При установке вариометра на самолет статический штуцер прибора должен обязательно соединяться со статической про- водкой трубки Пито во избежание искажения показаний ва- риометра из-за колебаний давления воздуха внутри кабины. § 19. Манометрические приборы с унифицированным механизмом Более совершенным типом механизма манометрических при- боров является унифицированный механизм. Применение этого механизма сводит к единому типу различные конструкции ма- нометрических приборов, которые были описаны выше: мано- вакуумметр, указатель бензиномера, указатель скорости УС-350, указатель скорости с затухающей шкалой УС-800 и вариометры на 10 и 30 м/сек. Унификация механизмов этих приборов упро- щает их производство, ремонт и эксплоатацию. Общий вид унифицированного механизма с входящими в него типовыми деталями показан на фиг. 110. Механизм со- стоит из двух ступеней передач: шарнирной и зубчатой. Перемещение центра коробки передается через тягу 1 и кри- вошип 2 переходной оси 3. Вместе с переходной осью повора- чивается сектор 4, находящийся в зацеплении с трибкой 5. Люфты механизма выбираются волоском 6. Указывающая стрелка расположена на оси трибки 5. По сравнению с прежними конструкциями унифицирован- ный механизм обладает меньшим трением благодаря уменьше- нию модуля зацепления до 0,15 (вместо 0,2) и диаметра осей до 0,4 (вместо 0,8). Герметичность корпуса приборов улучшена путем посадки резиновой уплотнительной прокладки (под стек- лом) непосредственно на уступ в корпусе без применения ме- таллического кольца. 138' ______Глава третья. Манометрические приборы___________ Взаимное расположение типовых деталей в унифицирован- ном механизме несколько изменяется в зависимости от типа прибора. В некоторых типах приборов добавляются отдельные узлы, например, биметаллическая компенсация или юстировоч- ный узел. На фиг. 111 показано применение унифицированного механизма для различных манометрических приборов. Фиг. 110. Унифицированный механизм для манометрических приборов: 1-тяга, 2-кривошип, 3 -валик, 4-ректор, 5-трибка, в-волосок. Мановакуумметр снабжен биметаллическим компенсатором первого рода, укрепленным на коробке, и биметаллическим компенсатором второго рода, укрепленным на переходной оси, а также "котировочным приспособлением, позволяющим точно установить стрелку по давлению. Юстировочный узел состоит из эксцентрика, упирающегося в плоскую пружину, на свободном конце которой укреплена ко- робка. При вращении эксцентрика пружина прогибается вместе с коробкой. Это перемещение передается через передаточный механизм на стрелку прибора. Юстировку производят специаль- ным ключом через отверстие в корпусе прибора, закрываемое пробкой. Юстировочным приспособлением мановакуумметра пользуются только при регулировании на заводе или при ре- монте. Указатель бензиномера не имеет биметаллических компен- саторов и юстировочного приспособления; коробка укреплена непосредственно на плате. Динамический штуцер указателя бензиномера снабжен демпфером. Указатели скорости на 350 и 800 км/час также не имеют 'биметаллических компенсаторов и юстировочного приспособле- __.ff 19. Манометрические приборы с унифицированным механизмом Ш ния. УС-800 отличается от УС-350 применением трехмембран- ной коробки с затухающей характеристикой. Для получения нужного затухания шкалы средней мембране сообщают началь- ный натяг при помощи упора, за- крепленного на одной из стоек ме- ханизма. Вариометры на 10 и 30 м]сек снабжены котировочным узлом та- кой же конструкции, как у манова- куумметра. Стрелку устанавливают на нуль при помощи кремальеры, связанной через пару шестерен с эксцентриком юстировочного узла. Капилляр вариометров смонти- рован иа внутренней стороне стати- ческого штуцера, посредством ко- торого коробка Види сообщается с трубкой Пито. Волосок, выбираю- щий люфты вариометра, укреплен 6 в отличие от других приборов не на оси трибки, а на переходной оси. По сравнению с прежней кон- струкцией унифицированный варио- метр имеет повышенную вибраци- онную устойчивость благодаря со- кращению ступеней числа передачи с трех до двух (аннулирована по- водковая ступень передачи). Кроме того у таких вариометров повыше- на мощность коробки Види за счет увеличения ее хода. Эксшюатащюнные характеристи- ки манометрических приборов с унифицированным механизмом, методика их проверки и мон- таж на самолете полностью соответствуют аналогичным прибо- рам прежней конструкции. Фиг. 111. Манометрические приборы с унифицированным механизмом: я-УС-800, 6-У С-350, в-указатель бензиномера. ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ МАГНИТНЫЕ КОМПАСЫ § 20. Сведения о земном магнетизме Для определения курса самолета в авиации применяются компасы, работа которых основана на взаимодействии магнит- ного поля Земли с магнетизмом самого прибора. Магнетизм - особое физическое свойство, которым обла- дают некоторые металлы (железо, никель, кобальт) и их спла- вы. Это свойство проявляется в способности притягивать к се- бе частицы железа или в способности к намагничиванию. Куски стали, обладающие такими свойствами, называются магни- тами. Если подвесить магнит в горизонтальном положении, то он устанавливается так, что один конец его направлен на север, другой на юг. Конец магнита, направленный на север, назы- вается северным полюсом его и обозначается буквой N, другой конец, направленный на юг, называется южным полюсом и обо- значается буквой S. Одноименные полюсы двух магнитов от- талкиваются друг от друга, разноименные - притягиваются. Окружающее магнит пространство, в котором проявляются магнитные действия, называется магнитным полем. Воображаемые линии, в направлении которых действует си- ла магнита, называются магнитными силовыми линиями. Если на лист бумаги, положенной на магнит, насыпать же- лезных опилок, то они намагничиваются и располагаются по дЗ'гообразным линиям, совпадающим с направлением магнит- ных силовых линий (фиг. 112). Подвижная магнитная стрелка в поле большого магнита всегда устанавливается своей продольной осью по направлению магнитных силовых линий магнита; при этом северный и юж- ный полюсы стрелки обращены к противоположным полюсам большого магнита. Тот факт, что подвижная магнитная стрелка, удаленная от всяких магнитных и железных масс, всегда устанавливается в определенном направлении, показывает, что вокруг земного § 20. Сведения о земном магнетизме 141 шара также существует магнитное поле, а сам земной шар является большим естественным магнитом. Магнитные полюсы Земли располагаются вблизи ее географических полюсов не вполне симметрично: один магнитный полюс находится неда- леко от северного полюса Земли северо-западнее Гудзонова залива (около 70° северной широты и 95° западной долготы), другой - в южном полушарии, в северной части материка Виктории (около 72,5° южной широты и 154° восточной дол- готы). />"' Фиг. 112. Поле постоянного магнита. Фиг. 113. Магнит- ная стрелка на горизонтальной оси. Фиг. 114. Составляю- щие земного магнит- ного поля. Наименование северного и южного магнитных полюсов, так же как и аналогичные наименования полюсов в магнитной стрелке, условны. Северным магнитным полюсом Земли назы- вают тот полюс, который расположен географически в север- ном полушарии, но который притягивает северный же полюс магнитной стрелки. Иначе говоря, условно считают, что север- ный магнитный полюс Земли обладает южным магнетизмом, а южный полюс - северным магнетизмом. Направление магнитного поля Земли почти во всех точках земного шара (за исключением так называемого магнитного экватора) наклонно к горизонту. Это легко обнаружить, если подвесить магнитную стрелку на горизонтальной оси, проходя- щей через центр тяжести стрелки (фиг. 113). Полную силу земного магнетизма Т можно разложить на вертикальную Z и горизонтальную Н составляющие (фиг. 114). Угол между Я и Т называется углом наклонения. Горизонталь- ная составляющая Н является той силой, которая заставляет свободно подвешенную магнитную стрелку устанавливаться по направлению север-юг, вертикальная же составляющая Z на- клоняет стрелку. 142___________Глава четвертая. Магнитные компасы _ Стрелка, свободно вращающаяся вокруг горизонтальной оси, на магнитном полюсе становилась бы вертикально, а на эк- ваторе - горизонтально. Для всех других широт стрелка будет находиться' под некоторым углом /; в наших широтах (Москва) угол магнитного наклонения / приблизительно равен 70°. В северном полушарии магнитная стрелка компаса, уста- новленная на острие, стремится наклониться своим северным концом вниз под действием вертикальной составляющей земно- го поля. Для уничтожения этого наклона южный конец стрел- ки в компасах делают более тяжелым (в южном полушарии нужно утяжелять северный, конец стрелки компаса). Горизонтальная составляющая Н не совпадает с направле- нием географического меридиана данного места, хотя это не- совпадение имеет небольшую величину. Направление горизон- тальной составляющей Н, по которому устанавливается маг- нитная стрелка, называется магнитным меридианом данного места. Угол между магнитным и географическим меридианами на- зывается углом склонения, или просто склонением. Склонение считается положительным (знаки'-'), если стрелка отклонена северным концом к востоку от географического меридиана, и отрицательным (знак -), если стрелка отклонена к западу. Величина склонения для разных пунктов земного шара раз- лична по величине и по знаку. Для аэронавигации необходимо точное знание величин скло- нения, так как, измеряя курс по карте от географического ме- ридиана, приходится в то же время пользоваться магнитной стрелкой, устанавливающейся в плоскости магнитного меридиа- на. Если не учесть склонения, то нельзя вести самолет по заданному направлению. Величина склонений определяется по специальным картам магнитных склонений, на которых нане- сены линии, соединяющие места равных магнитных склонений; эти линии называются изогонами. Склонение не является постоянным, оно меняется со вре- менем, причем величина изменения обычно не превышает 10 мин. за год. Определять величину изменения склонений мож- но при помощи специальной карты, являющейся дополнением к карге магнитных склонений. На этой карте проведены линии одинаковых годичных изменений склонений. Величины изме- нений даны на карте в минутах (фиг. 115). Имеются районы, где наблюдается резкое изменение нор- мального распределения склонения (склонение у поверхности земли достигает 180°). Такие районы, называемые районами магнитных аномалий, отмечаются на картах магнитных ано- малий. § 20. Сведения о земном магнетизме 143 144 Глава четвертая. Магнитные компасы N* § 21. Общие сведения о магнитных компасах Назначение. Компас служит для определения и сохра- нения курса самолета. Курсом самолета называется угол между северным направлением меридиана и продольной осью само- лета. Курс отсчитывают от, северного направления меридиана по движению часовой стрелки до направления продольной оси самолета. Курс может быть истинным, магнитным и компас- ным, соответственно тому, от какого меридиана ведут от- счет (фиг. 116). Курс, отсчитанный от гео- графического меридиана, на- зывается истинным курсом. Курс, отсчитанный от магнит- ного меридиана, т. е. от на- правления, которое показы- вает стрелка, свободная от влияния железных и стальных масс самолета, называется магнитным курсом. Курс, от- считанный от компасного ме- ридиана, т. е. от направления, которое показывает компас- ная стрелка, расположенная вблизи самолетного железа и стали, называется компасным курсом. Несовпадение компасного и магнитного меридианов объ- ясняется тем, что магнитная Л ? Фиг. 116. Истинный, магнитный и компасный курсы самолета. стрелка компаса отклоняется под действием стальных деталей самолета. Угол между север- ными направлениями магнитного и компасного меридианов на- зывается девиацией компаса. По аналогии со склонением де- виацию называют восточной ( + ), если северный конец магнит- ной стрелки отклоняется вправо от меридиана, и западной ( - ), если северный конец стрелки отклоняется влево от ме- ридиана. Девиация (ошибка) компаса является величиной пе- ременной для каждого курса самолета. Действие стальных деталей самолета на магнит компаса объясняется тем, что линии земного магнитного поля, проходя через различные стальные детали самолета, намагничивают их. В результате сложения основного земного магнитного поля,и всех индуктированных полей в стальных и железных частях самолета устанавливается магнитное поле самолета. Оно не- § 21. Общие сведения о магнитных компасах 145 сколько отличается от земного магнитного поля по силе и на- правлению. Каждое изменение положения самолета вызывает изменение магнитного поля самолета. Стрелка компаса устанавливается по направлению суммар- ного магнитного поля Земли и самолета. При выполнении аэронавигационных расчетов приходится часто переходить от одного курса к другому. Для перехода от компасного курса к магнитному алгебраически прибавляют к компасному курсу величину девиации: МК^КК + ЬК. Для перехода от магнитного курса к компасному алгебраи- чески вычитают из магнитного курса величину девиации: кк=мк-ья. Для перехода от магнитного курса к истинному алгебраи- чески прибавляют к магнитному курсу магнитное склонение: ИК= /W/r-f Д". Для перехода от истинного курса к магнитному алгебраи- чески вычитают из истинного курса величину магнитного скло- нения: мк=ик- д". Элементы и ха- рактеристики ком- пасов. Основной частью компаса является магнит- ная система компаса, нося- щая название картушки (фиг. 117). Картушка ком- паса представляет со>бой тонкий латунный или алюми- ниевый диск, разбитый на 360 градусов. Этот диск, или лимб, имеет пустоте- фиг Схема йства магшгного лыи поплавок, уменьшаю- компаса- ЩИЙ Вес Картушки В ЖИД-,_.ниб картушки, 2_ПОПЛавок, З-магнит, КОСТИ ПОД ПО'ПЛаВКОМ К ^--курсовая черта, 5-шпилька, 6-топка, 7-ко- телок, "-стекло, 9-мембранная камера, 10-ко- ДИСКу СИММетрИЧНО ПрИ- лонка. креплена пара или несколь- ко пар магнитов. Оси магнитов параллельны линии 0-180° лим- ба, называемой осью картушки. Одноименные полюсы магни- тов направлены в одну сторону. Картушка компаса опирается шпилькой на чашечку из твердого камня (сапфир, агат), вделан- ную в колонку компаса и называемую топкой. 20 Приборы на самолете 146 _________Глава четвертая. Магнитные компасы____________ Внутри котелка, который представляет собой алюминиевый сосуд, герметически закрытый стеклянной крышкой, помещает- ся колонка, служащая опорой для картушки компаса. Под стеклом находится курсовая черта - тонкая проволока, уста- новленная против лимба и служащая индексом при отсчете курса картушки по компасу. В котелок налита жидкость для демпфирования колебаний картушки. Котелок соединяется с мембранной камерой, изготовленной из тонкой гофрированной латуни. Камера служит для компенсации изменений объема жидкости при изменении температуры. Разобранная схема устройства магнитного компаса представляет собой основу конструкций всех авиационных ком- пасов. Различные типы компасов отличаются лишь приспо- соблениями для амортизации, освещением шкалы, формой кар- тушки, компенсационными приспособлениями и другими де- талями. Летчик должен вести самолет по строго заданному курсу, следовательно, компас, предназначенный для летчика, должен быть прежде всего удобным для наблюдения за курсом само- лета. Компас летчика называется путевым. На обязанности штурмана лежит расчет курса самолета, и компас штурмана должен позволять быстро и точно производить цифровые отсче- ты курса самолета в каждый данный !момент. Компас штурмана называется главным. Картушка магнитного компаса представляет собой наиболее ответственный узел, и от ее качества зависит работа компаса в целом. Если вывести картушку из меридиана, то она стремится возвратиться <в свое первоначальное положение. Но при своем обратном движении картушка пройдет нулевое положение, от- клонится в обратную сторону и подобно маятнику будет коле- баться в ту или другую сторону. При отсутствии трения и сопротивления жидкости качание картушки продолжалось бы неопределенно долгое время. Такие колебания называются незатухающими. В действительности на картушку компаса действуют силы трения и сопротивление жидкости, вследствие чего размахи ко- лебаний (амплитуда) постепенно уменьшаются. Такие колеба- ния называются затухающими. Отношение двух смежных ампли- туд называется декрементом затухания. Очевидно, для картуш- ки компаса эта величина всегда больше единицы. Величина декремента и период колебания характеризуют картушку компаса: чем больше декремент и чем меньше пе- риод, тем быстрее устанавливается картушка в положение рав- новесия; чем больше декремент затухания, тем скорее вер'нется компас к нулевому положению. На фиг. 118 показаны гра- § 21. Общие сведения о магнитных компасах 147 фики затухания трех компасов. Декременты затухания двух из них равны 2,5 и 5 при равных периодах. Компас, имеющий декремент 5, вернется к меридиану скорее, чем компас, имею- щий декремент 2,5. Если сила, вызывающая затухание, достаточно велика, то картушка возвращается к положению равновесия, не совершая ни одного колебания. Такой компас называется апериодиче- ским. Апериодичность компасных картушек достигается облег- чением всей системы картуш- ки и прикреплением к кар- тушке четырех-восьми прово- лочек-успокоителей, которые при движении картушки в жидкости создают сопротив- ление этому движению, бы- so 80 10 fo so ьо за го w о ш го 30 W ьУГ \\V-tf=?5 teen Фиг. 118. Графики затухания магнитных компасов. стро возрастающее с увеличением скорости движения кар- тушки. Если отклонить картушку компаса на некоторый угол, то вследствие трения в топке картушка возвращается не точно в первоначальное положение. Величина, на которую картушка не доходит до первоначального положения, называется застоем картушки. Застой картушки тем меньше, чем больше магнит- ный момент ее и чем больше горизонтальная составляющая земного поля. 3!астой увеличивается с увеличением трения шпильки картушки о топку. Качество картушки компаса тем выше, чем меньше ее застой. Вследствие вибрации компаса ве- личина застоя в полете при обычных температурах редко пре- вышает 1°. Увлечением компаса называется угол, на который жидкость увлекает картушку компаса при повороте компаса на 360°. Увлечение компаса - явление крайне нежелательное, так как при изменении курса самолета по картушке, увлеченной за котелком, нельзя определить угол поворота. Чем больше по- верхность картушки и чем ближе она находится к стенкам ко- 10i: 148 Глава четвертая. Магнитные компасы телка, тем больше увлечение. Увлечение компаса является од- ной из причин, препятствующих увеличению сопротивления жидкости, выгодному в других отношениях. Картушка, являющаяся чувствительным элементом компаса, состоит из системы магнитов, лимба, или заменяющих его за- тухателей, топки, или шпильки, и поплавка. На фиг. 119 пока- зано устройство картушки с вертикальным лимбом. Такие кар- тушки имеют небольшой декремент затухания, приблизительно равный 3-3,5. 5 Фиг. 119. Устройство картушки с вертикальным лимбом: /-магниты, 3-колонка, 3-топка, 4-поплавок, 5-шпилька, 6-лимб, Центр тяжести картушки должен находиться ниже точки опоры, т. е. ниже острия шпильки. Лимб и поплавок делаются из тонкого материала. Шпилька изготовляется из иридия или из твердой стали и имеет на острие радиус закругления 0,1- 0,2 мм, так как более острая шпилька может повредить топку. Соскакиванию картушки с колонки препятствует специальная пружинящая шайба. Поплавок спаян оловом на бескислотном флюсе. Все детали картушки, кроме шпильки, покрыты специальным защитным лаком. Лимб разградуирован на 360°. Цена деления зависит от диаметра лимба и назначения компаса; для пилотских компа- сов цена деления принимается 2-5°, для штурманских 1-2°. У компасов, имеющих большой декремент затухания, лимб на картушке отсутствует, а вместо него радиально расположено несколько усиков-затухателей (фиг. 120). Колонка компаса (фиг. 121), поддерживающая картушку, служит также для амортизации колебаний, вызванных вибра- § 21. Общие сведения о магнитных компасах 149 цней самолета. Радиус закругления агатовой или сапфировой топки равен 2-3 мм. Колонка устанавливается на дне котелка компаса. Внутреннюю поверхность котелка, изготовленного из алю- миниевого литья, делают гладкой для уменьшения увлечения жидкости при поворотах самолета. Ко- телок пропитывают жидким стеклом или специальным лаком для увеличения гер- >2 метичности. Негерметичность котелка ве- дет к утечке лигроина и образованию пузыря. Фиг. 120. Картушка с затухателями без лимба: 1 -магниты, 2-затухатели, 3-поплавок. Х^ёЕ^ Фиг. 122. Компенсационная камера в компасе: 1-лигроин, 2-воздух. В котелке должна быть предусмотре- на компенсация изменения объема жид- кости при изменении температуры. Эта компенсация осуществляется при помо- щи мембранной коробки, как было ука- зано на фиг. 117, или же посред- ством специальной компенсационной ка- меры (фиг. 122). Объем камеры должен обеспечивать нормальную работу компа- са при температуре от +50 до -70° С. Компенсационная камера несколько уве- личивает габариты компаса; но приме- нение ее является лучшим способом ком- пенсации изменения объема жидкости. Жидкость, наполняющая котелок и окружающая картушку, служит для демпфирования ее колебаний и уменьшения трения топки о шпильку. Прежде компасы заполняли спиртом в различных вод- ных растворах; в настоящее время компасы заполняют ли- гроином. Котелки имеют специальное отверстие для заполнения жидкостью, закрываемое металлической пробкой со свинцовой прокладкой. Некоторые компасы имеют специальную камеру для установки лампочки освещения шкалы прибора. Иногда Фиг. 121. Колодка компаса: 1-колонка, 2-стойка. 3-штифт, 4-топка, 5-пружина. 150 Глава четвертая. Магнитные компасы____________ патрон лампочки крепят на небольшом кронштейне снаружи компаса. Курсовая черта, представляющая собой тонкую проволочку, прикреплена к котелку компаса на винтах. В компасах с го- ризонтальной картушкой устанавливается плоскопараллельное стекло. В компасах с вертикальной картушкой применяются сферические или чаще цилиндрические стекла. Во избежание искажений и ошибок при отсчете показаний стекла должны быть геометрически правильными. § 22. Типы компасов, их конструкция и монтаж Универсальным типом компаса является компас А-4, кото- рый применяется в качестве путевого и главного компаса. В качестве путевого компаса летчики применяют также ком- пас ки-и. Компас А-4 (фиг. 123) применяется в качестве главного компаса в кабине штурмана и в качестве путевого в кабине летчика. Картушка компаса имеет два цилиндрических магнита, при- крепленных к поплавку. Отсчет производится посредством че- тырех затухателей, на которых нанесены цифры О, 1, 2 и 3, обозначающие сотни градусов. Угол между затухателями 0 и 3 равен 60°; между остальными парами затухателей угол 100°. К котелку компаса прикреплена стоградусная шкала с ценой делений 1°; деление 50° заменяет курсовую черту. При отсчете курса сотни градусов показывает цифра на затухателе, установившаяся против шкалы, десятки и едини- цы - цифра на шкале против затухателя. Кроме этих затухателей, имеются еще два укороченных затухателя, расположенные параллельно магнитам картушки, т. е. по линии магнитного меридиана. Эти затухатели обра- зуют стрелку компаса, причем северный конец стрелки окра- шен в красный цвет. Назначение стрелки - показывать общее направление на север, так как затухагель с цифрой 0 не пока- зывает этого направления. Для лучшего демпфирования картушка компаса изготов- лена в виде юбочки. Колонка снабжена пружинной амортиза- цией. Снизу к котелку прикреплен девиационный прибор для ком- пенсации полукруговой девиации (устройство и принцип дей- ствия девиационного прибора описаны ниже, см. § 23). Коте- лок компаса заполнен лигроином. Объемная компенсация компаса А-4 устроена следующим образом. В верхней части котелка располагается дополнитель- § 22. Типы компасов, их конструкция и монтаж 151 ная кольцеобразная камера, частично заполненная лигроином (компенсационная камера). Эта камера сообщается с котелком через кольцевой вырез. Уровень жидкости в котелке компаса всегда выше нижней поверхности стекла. Нижняя поверхность стекла имеет некоторую выпуклость для отвода пузырьков воз- духа, которые появляются при эволюциях самолета. Уменьше- ние объема жидкости в котелке, происходящее при понижении температуры, компенсируется жидкостью, поступающей из ком- пенсационной камеры. Так как изменение атмосферного давле- ния не влияет на изменение объема жидкости внутри котелка, компас может работать на любых высотах. Освещается компас электрической лампочкой, получающей питание от бортовой сети. Лампочка светит в торец стекла компаса и освещает шкалу прибора. На фиг. 124 приведены кривые затухания компаса А-4 при различных температурах. Время дохода до нуля при отклоне- нии от магнитного меридиана на 90°, характеризующее мо- мент инерции равно* 5 сек. при нормальной температуре. Вре- мя успокоения компаса при отклонении на 90° от магнитного меридиана равно 25 сек. при нормальной температуре. Увлечение при угловой скорости, равной V10 об/сек, со- ставляет до 3° при нормальной температуре. Компас работает нормально при кренах до 17°. Вес картушки в воздухе 10,5 г, в лигроине - до 2 г. Компас имеет два магнита из железоникельалюминиевой стали диаметром 3 мм и длиной 32 мм. Магнитный момент каждого магнита не менее 80 ед. CGSM. Компас КИ-11 (фиг. 125) является путевым компасом и устанавливается в кабине пилота. Компас имеет вертикаль- ную шкалу картушки. Лимб прибора разбит на деления по 5° с оцифровкой через 30°. Курс отсчитывается непосредственно по картушке против курсовой черты, установленной между стеклом и картушкой. Картушка компаса поплавковая с одной парой магнитов. Ко- лонка амортизирована винтовой пружиной. Объемная компен- сация осуществляется при помощи компенсационной камеры, расположенной в верхней части котелка. Вследствие того что изменение атмосферного давления не влияет на объем жидкости внутри котелка, компас может работать на больших высотах. Стекло компаса представляет собой выпукло-вогнутую лин- зу, вследствие чего картушка видна несколько увеличенной. Лампочка для освещения компаса КИ-11 рассчитана на пи- тание от бортовой сети, самолета. 152 Глава четвертая. Магнитные компасы П /2 ГЗ Н 16 I I / § 22. Типы компасов, их конструкция и монтаж 153 31 32 _ 3J 19 25 28 26 27 /2 11 •ция компаса А-4: "-котелок, 20-пробковая прокладка, 21-крепежное кольцо, 22-крепежные болты, 23-винты крепления девиационного прибора, 24- корпус девиационного прибора, 25-магниты девилпиоиного прибора, 26-наливное отверстие, 27-свинцовая проклад- ка, 28-пробка, 29-накидная гайка, 30-ниппель, "-гайка, 32-штепсельная вилка с цоколем, 33-штепсель с винтом, 34-электролампочка. •154 Глава четвертая. Магнитные компасы 100 90 On \ so \ 70 fin OU en . --- - ^-+15° i>o п - ' ~--+50° чи ^ 2/т 1 1 ^ -50° <ь о-7 "0 ">-" 1 1 1 1 1 ^ / - Т" - J " Секунды IU 7П \ь /X/ зл \У^ 3U ред его рабочим местом, несколько ниже уровня глаз. Компас нужно устанавливать дальше от постоянных и осо- бенно от. переменных магнитных полей, имеющихся на само- лете. Следует помнить, что действие куска стали на магнитную стрелку обратно пропорционально кубу расстояния между ними; поэтому иногда достаточно отодвинуть компас от источника магнитного поля на несколько сантиметров, чтобы получить заметное уменьшение девиации. Электрические приборы на самолете нужно обязательно экранировать, а электропроводку постоянного тока вести би- филярно, т. е. свивать провода от плюса бортовой сети с про- водами от минуса. Установка компаса должна обеспечивать легкий доступ к девиационному прибору и к стопорному винту его крепежного кольца. Курсовая черта компаса должна находиться в плоскости симметрии самолета или быть ей параллельной. 18 Фиг. 125. Конструкция компаса КИ-11: 1-магниты, 2-поплавок, 3-лимб, 4-втулка, 5-шпилька, б-топка, 7 - колонка, ?-амортизационная пружина, 9-скоба, 10-котелок, Л-курсовая черта, 12-стекло, 13-прокладка, 14-кольцо крепления стекла, 15-винты крепления стекла, 16 -деко" ративное кольцо, П-электролампочка, 18- винт дееиационного прибора, /9-тормо- зящая пружина, 20-корпус девиационного прибора, 21-девиационные магниты, 22-пробка наливного отверстия, 23-свинцовая прокладка, 24-вилка, 25-штепсель, 2б-накидная гайка, 27-ниппель, 2S-крышка, 29-винты крепления крышки, 30-про- кладка, 31-высотная камера. 158 Глава четвертая. Магнитные компасы тиц 90 80 70 SO SO 40 . зо Q <0 ^ 20 Ъ й 10 ч ч 0 10 20 30 ьп \ _--/5а U--^' 1 ^ I I i ">>> I Л V~'v - . Yf 'л". _Hs" ' " ! ' ГЪу*-*^ ^ сенунды 3i, ^| / \ Y V/-1 ^+50° V/ Фиг. 126. Кривые затухания компаса К.И-11 при разных температурах. §' 23. Девиация магнитного компаса_________ ]59" § 23. Девиация магнитного компаса Сведения из теории девиации. Брусок же- леза, внесенный в магнитное поле, начинает проявлять свойства магнита, т. е. притягивать к себе железные и стальные пред- меты и отклонять магнитную стрелку в том или ином направ- лении. Свойство магнитного поля возбуждать магнетизм в каж- дом куске железа, внесенном в него, называется магнитной индукцией железа. По характеру влияния на него магнитной индукции железо может быть двух родов: твердое и мягкое. Железо, твердое в магнитном отношении, плохо подается намагничиванию, но, будучи намагничено, с большим трудом теряет свой магнетизм по окончании воздействия внешнего магнитного поля. Такое железо обладает задерживающей, или коэрцитивной, силой. Большой коэрцитивной силой обладает сильно закаленная сталь и сплавы ее с другими металлами. Железо, мягкое в магнитном отношении, находясь под влия- нием любого, даже слабого намагничивающего источника, на- магничивается очень легко, но сохраняет магнитные свойства лишь до тех пор, пока на него действует этот источник. При- мером такого железа является мягкое поделочное железо, ков- кий чугун и т. д. Коэрцитивная сила такого железа близка к нулю. При этом мягкое железо никогда не бывает таким чистым, чтобы после прекращения действия поля в нем не оставалось некоторого незначительного остаточного магне- тизма. Компас, установленный на самолете, находится в магнитном поле, которое слагается из двух полей: магнитного поля Земли и магнитного поля самолета. Магнитное поле самолета создает- ся источниками магнитного влияния, находящимися на самом самолете. Магнитное поле самолета можно разложить на два поля: постоянное магнитное поле самолета, сохраняющее свои размеры и направление относительно оси самолета, и перемен- ное магнитное поле самолета, изменяющееся по направлению и по силе при изменении положения самолета относительно меридиана. Постоянное магнитное поле создают стальные части (твер- дое железо) самолета и его оборудования. Они представляют собой постоянные магниты, так как сталь удерживает в тече- ние долгого времени наведенный тем или иным путем магне- тизм. Переменное магнитное поле создают железные предметы (мягкое железо), так как они обладают способностью немед- ленно намагничиваться в магнитном поле Земли вследствие индукции. Девиация, вызываемая постоянным магнитным полем са- молета, сравнительно велика (до 40° и более), тогда как де- 160 Глава четвертая. Магнитные компасы виация, вызываемая переменным магнитным полем, обычно мала. Объясняется это тем, что в основном в конструкцию са- молетов входит сталь, а мягкое железо сравнительно мало. На фиг. 127 буквой Н обозначена горизонтальная состав- ляющая земного магнитного поля, а Нг - горизонтальная со- ставляющая постоянного магнитного поля самолета. Направ- ление вектора Нг составляет с осью самолета некоторый угол, неизменный при повороте самолета и установке его на любой курс. •Фиг. 127. Горизонтальная составляющая земного магнетизма и девиация. Фиг. 128. Отсутствие Фиг. 129.- Появление девиации при совладе- девиации при несовпаде- нии векторов Н и Hi. ими векторов Н и Н\. Если установить самолет так, чтобы векторы Н и Нг совпа- ли (фиг. 128), девиация будет равна нулю. Если продолжать поворачивать самолет по часовой стрелке, то силы Н и Я,, складываясь, будут давать равнодействующую F (фиг. 129). Магнитная стрелка компаса установится в направ- лении этой равнодействующей, т. е. направление линии OF будет компасным меридианом, угол у будет компасным кур- сом, а угол НОР - девиацией Дк на этом курсе. Таким образом девиация является разностью между магнитным и компасным курсами. Продолжая поворачивать самолет, можно видеть, что де- виация достигнет максимальной величины, затем будет умень- шаться и, наконец, дойдет до нуля, когда вектор Нг будет на- правлен в сторону, противоположную вектору Н (фиг. 130). При дальнейшем повороте самолета девиация опять начнет увеличиваться до максимального значения, но будет иметь уже противоположный знак. Следовательно, девиация, возникающая под влиянием по- стоянного магнитного поля самолета, при развороте самолета § 23. Девиация магнитного компаса 161 на 360° придет к нулю два раза и два раза переменит свой знак; такая девиация называется полукруговой. Девиация, вызываемая мягким железом, за время разво- рота самолета на 360° изменяет свой знак четыре раза и на- н, Н, j. М Z 4 S 8 ЕЮ 12 Н 16 S 20 22 24 2SW28 90 32 34 И *• - 11 -5 Ь^ п - 1 __ \\\ г ^ 7* J --. 7 •ни +§ п - S 5ч -ч 5V S чк я" *> 7 t / , -5 -10 Фиг. 130. Полукруговая девиация. зывается четвертной. На фиг. 131 изображено появление чет- вертной девиации в том случае, если на самолете вблизи ком- паса помещен железный стержень, расположенный вдоль про- дольной оси самолета. При установке самолета на север в железном стержне под влиянием земного магнитного поля возникнет магнетизм, при- 11 Приборы на самолете 162 Глава четвертая. Магнитные компасы чем северный полюс будет на том конце стержня, который на- правлен на север. В этом случае девиация равна нулю. При установке самолета на курс 45° стержень, притягивая южный конец стрелки компаса, вызовет девиацию со знаком плюс. *-L +л -*н V г 4 е 8 ЕЮ 12 14 1В 5 20 22 24 2BW26 30 32 34 Л г +fff +5 \*. 0 (-• \А т>~ V е" ST [ч \ Л ~/ ^ _i ^ \ 1 ч ^ 1 -я ч и / \ ч = г= ^ / -5 -10 Фиг. 131. Четвертная девиация. При установке самолета на курс 90° девиация будет вновь равна нулю, так как железный стержень станет перпендику- лярно направлению земного магнитного поля. На курсе 135° северный полюс образуется на другом конце железного стержня и стрелка компаса отклонится влево. ff 23. Девиация магнитного компаса____ 163 На курсе 180° девиация будет опять равна нулю. Продолжая поворачивать самолет и устанавливать его на курс 225, 270 и 315°, увидим, что девиация будет иметь знак плюс, затем уменьшится на курсе 270° до нуля, а на курсе 315° будет иметь знак минус. Девиацию компаса на самолете определяют путем после- довательной установки самолета на восемь основных магнит- ных курсов с одновременным отсчетом компасных курсов. Раз- ность между магнитным и компасным курсами является де- виацией для данного магнитного курса. Кривая девиации математически выражается формулой Дк = A -f В sin АГ+ С cos К + D sin 2/С + Е cos 2K, где Дк - девиация для любого курса; К - соответствующий магнитный курс; А, В, С, D и Е - коэфициенты, постоянные для данной установки компаса и зависящие ог магнитного поля Земли; А - коэфи- циент, характеризующий постоянную девиацию, которая об- условливается главным образом инструментальными ошибками компаса и установочной ошибкой; В и С - коэфициенты полу- круговой девиации, происходящей от постоянного магнитного поля самолета, т. е. вызванной твердым железом; D и ? - ксэ- фициенты четвертной девиации, происходящей от магнетизма, индуктированного в мягком железе. Величины этих коэфициентов могут быть определены сле- дующими приближенными формулами: _ Д0 + А45 + -190 + Д135 + -Ч80+->225 + -'270+->315 A--- g , В=~ ж с= Д<И1 - Д270 2 АО - Д180 . 2 Л_ Д45 - Al35 + A22S ~ --31Б . . , р__ Др - Д90 + Д180 ~ Д270 ?_ - , где Д0 - девиация на курсе 0°; Д90 - девиация на курсе 90° и т. д. Зная величины коэфициентов девиации, можно найти при- чину, вызывающую девиацию, а также проверить результат работ по определению девиации. Например, можно вычислить п* 164 Глава четвертая. Магнитные компасы девиацию для 16 курсов и построить более точный график де- виации. В тех случаях, когда девиация компаса превышает 10°, ее необходимо устранить или уменьшить. Принцип устранения полукруговой девиации заключается в следующем. Пусть вектор F (фиг. 132) определяет силу и на- правление постоянного магнитного поля самолета. Вектор F можно разложить на горизонтальную составляющую Ht и вер- N S У -~ ~~ ± Фиг. 132. Разложение силы девиации. Фиг. 133. Принцип действия девиациоиного прибора: J-минимальное действие маг- нитного поля, 2- максималь- ное действие, 3-среднее по- ложение. тикальную составляющую Z. Сила Ht вызывает девиацию ком- паса, сила Z заставляет картушку наклоняться и не вызывает девиации при нормальном положении самолета. Силу Яг мож- но разложить на составляющие, выбрав осями координат про- дольную и поперечную оси самолета. В результате получатся силы X и Y. Для устранения девиации нужно уничтожить влияние этих сил на картушку компаса, т. е. создать силы, равные по вели- чине силам X и Y, но противоположные по направлению. Прак- тически это выполняется при помощи магнитов, помещаемых под котелком компаса. Магниты, предназначаемые для ком- пенсации силы X, располагаются параллельно оси симметрии самолета (продольные магниты); магниты, предназначаемые для компенсации силы У, располагаются перпендикулярно оси самолета (поперечные магниты). Принцип изменения силы воздействия девиационного при- бора поясняется на фиг. 133. Если два равных по силе магнита направить в одну сторону разноименными полюсами, то они § 23. Девиация магнитного компаса \ 65 перестанут проявлять свои магнитные свойства. Изменяя поло- жение магнитов, можно изменять, т. е. увеличивать или умень- шать, действие их магнитного поля. Если магниты располо- Фиг. 134. Девиационный прибор: 1-корпус, 3- поперечные валики, 3-продольные валики, 4-длинные продольные валики, 5-магниты-уничтожители. ,' жить один за другим, то их магнитное поле достигнет наиболь- шего влияния на картушку компаса. Девиационный прибор (фиг. 134) состоит из двух попереч- ных и четырех продольных валиков с зубчатками для передачи вращения. Два крайних продольных валика удлинены и в них сделаны шлицы под отвертку. В двух поперечных и двух про- дольных валиках вставлены маг- ниты-уничтожители. Вращая уд- линенные валики, подбирают та- кое положение магнитов-уничто- жителей, при котором девиация имеет наименьшее значение. Такой Девиационный прибор компенсирует только полукруго- вую девиацию. Четвертную де- виацию нельзя устранить при по- мощи магнитов, а можно компен- сировать при помощи брусков мягкого железа, помещенных симметрично сбоку, сверху или снизу компаса (фиг. 135). Определение и устранение девиации. Девиа- цию определяют последовательной установкой самолета на во- семь основных магнитных курсов (0, 45, 90, 135, 180, 225, 270 и 315°) с записью показаний компаса на этих курсах. Устано- вить самолет на эти курсы можно различным образом. Напри- мер, нанести на цементной площадке при помощи мела и шнура Фиг. 135. Расположение брусков мягкого железа около компаса для уничтожения четвертной девиации. 166 Глава четвертая. Магнитные компасы А пиЬаЗа. Липе линии основных курсов и установить самолет параллельно этим линиям. Чаще всего устанавливают самолет на любой магнит- ный курс при помощи девиационного пеленгатора. При определении девиации пеленгатором на аэродроме вы- бирают открытую ровную площадку, удаленную от ангаров, мастерских и других зданий не меньше, чем на 100 м. С этой площадки определяют девиационным пеленгатором один или два пеленга отдаленных ориенти- ров. Пеленгом называется угол, со- ставленный меридианом и направ- лением на удаленный предмет. Девиационный пеленгатор (фиг. 136) состоит из азимутального кру- га (лимба) с градусными деления- ми, небольшой буссоли, помещен- ной в центре лимба, алидады с ви- зирным устройством и кронштейна. Азимутальный круг с делениями от нуля до 360° может вращаться вокруг своей оси. Для придания кругу .горизонтального положения на нем имеется круглый уровень. Алидада представляет собой ли- нейку, которая может вращаться относительно центра лимба. Визир- ное устройство алидады состоит из двух подъемных диоптров: глазно- го, выполненного в виде пленки с визирной целью, и предметного, имеющего вид рамки с вертикаль- но натянутой нитью. Для грубой наводки глазной диоптр имеет прорезь, а предметный - мушку. На концах алидады имеются риски для отсчета пеленгов по лимбу. При помощи шарового кронштейна лимбу придается гори- зонтальное положение. При помощи скобки с винтом пеленга- тор может быть прикреплен к треноге или к самолету. Для определения пеленга пеленгатор укрепляют на треноге или на подставке, не содержащей стали или железа, и уста- навливают в центре выбранной площадки. Лимб пеленгатора в горизонтальном положении ориентируют по магнитной стрел- ке и закрепляют. Для ориентировки лимба совмещают метку на конце буссоли с меткой на конце стрелки. Затем наводят диоптры алидады на какой-либо местный предмет, удаленный от площадки не менее чем на километр, и отсчитывают магнитный пеленг этого предмета. В качестве пеленгуемых предметов выбирают отдаленные здания, фабрич- Фиг. 136. Девиационный пеленгатор. ________§ 23. Девиация магнитного компаса________ 167 ные трубы и т. д. Место, с которого был взят пеленг, чем-ни- будь отмечают. Далее составляют таблицу курсовых углов для восьми основных курсов. Курсовым углом называется угол, составлен- ный осью самолета с направлением на удаленный предмет. Для курса 0° курсовой угол и магнитный пеленг будут оди- наковыми, для других курсов курсовой угол равен магнитному пеленгу минус магнитный курс самолета: МК = МП - КУ. Перед выводом самолета на поверочную площадку осматри- вают компасы и самолет. Компасы должны быть исправными, вооружение и оборудование самолета должно быть на. своих местах. Магниты девиационного прибора компаса ставят в ней- тральное положение. Если возникает сомнение, что девиация будет изменять свою величину в зависимости от того, работает двигатель са- молета или нет, компасы проверяют при работающем двига- теле. Для этого самолет устанавливают на какой-либо курс и, укрепив его, запускают двигатель, давая ему работать на среднем режиме, обычном в нормальных условиях полета. Если при работе двигателя получаются небольшие расхождения в • показаниях компаса, не превышающие величины застоя кар- тушки, то считают, что показания компаса не зависят от рабо- ты двигателя. Если окажется, что величина девиации зависит от работы двигателя, то необходимо определить девиацию на восьми кур- сах при работающем двигателе. На самолет, стоящий на пло- щадке, устанавливают девиационный пеленгатор (линия 0-180 должна совпадать с продольной осью самолета) и ставят са- молет в линию полета на курс 0°. Для этого на шкале визира пеленгатора устанавливают отсчет курсового угла для магнит- ного курса 0° и провертывают самолет до тех пор, пока ориен- тир не попадет в плоскость визирования. Затем, дав компасам успокоиться в течение 2-3 мин., отсчитывают компасные кур- сы. Разность между магнитным курсом, на который был уста- новлен самолет, и компасным курсом является девиацией. То же caivtoe производят на остальных семи курсах. В результате получают таблицу девиации для проверяемых компасов. На фиг. 137 изображена установка самолета на магнитный курс 45° при помощи девиационного пеленгатора. При взятии отсчетов следует слегка постукивать пальцами по котелку или стеклу компаса для уменьшения влияния застоя. После опре- деления девиации устраняют установочную ошибку компаса. Установочная ошибка компаса является следствием неточ- ного расположения курсовой черты компаса, поэтому ее назы- 768 Глава четвертая. Магнитные компасы I вают иногда ошибкой курсовой черты. Эта ошибка входит в коэфициент А в уравнении девиации, приведенном выше. При правильном положении курсовой черты линия, проходящая че- рез курсовую черту и центр компаса, должна быть параллельна продольной оси самолета. Установочная ошибка определяется алгебраическим сложе- нием остаточной девиации и делением полученной суммы на 8 (число курсов, на которых определена остаточная девиация). Устраняют установочную ошибку поворотом компаса во- круг оси. Если установочная ошибка имеет знак плюс, то для ее устранения поворачивают ко- телок компаса по часовой стрел- ке на угол, равный установочной ошибке. Если установочная ошибка имеет знак минус, то по- ворачивают котелок компаса про- тив часовой стрелки. Оценивают величину угла по- ворота котелка по показаниям компаса или по делениям, нане- сенным на установочном кольце компаса через 1°, Так как при повороте котелка девиация из- меняется на величину поворо- та, то в таблицу девиации вносят исправления, алгебраически прибавляя к величине девиации на каждом курсе установоч- ную ошибку. Если девиация магнитного компаса на различных курсах имеет значительную величину, то ее уменьшают при помощи девиационного прибора. Для этого самолет устанавливают на магнитный курс 0° и, вращая поперечные магниты девиацион- ного прибора при помощи отвертки, изготовленной из антимаг- нитного материала, доводят девиацию компаса до нуля (фиг. 138,а). Затем, установив самолет на магнитный курс 90°, вращением продольных магнитов доводят девиацию и на этом курсе до нуля (фиг. 138,6). После этого устанавливают самолет на магнитный курс 180° и, если на этом курсе наблю- дается девиация, то ее уменьшают до половины, вращая, попе- речные магниты (фиг. 138,0). Установив затем самолет на магнитный курс 270°, уменьшают имеющуюся девиацию до по- ловины, вращая продольные магниты (фиг. 138,г). Наконец, последовательно устанавливая самолет на магнитные курсы О, 45, 90, 135, 180, 225, 270 и 315°, отсчитывают и записываю! остаточную девиацию для каждого курса. Фиг. 137. Установка самолета на itypc при помощи девиационного пеленгатора. § 23. Девиация магнитного компаса 1R9 J ? I 1 *я А_ : Л ч \\^иЛ * \Т\ * 170 Глава четвертая. Магнитные компасы Далее вычисляют девиацию по формуле девиации, данной выше для 16 курсов, и если вычисленная девиация расходится иа каком-либо курсе с наблюденной более чем на 2°, то необ- ходимо повторить снятие остаточной девиации, так как это расхождение указывает на ошибку. При этом нельзя зара- V г 4 е з Е ю <2 п ts S го гг д> ггуау зо jz з" /У •ми tj а '5 *5 0 -5 -" -• -И es= - • - --. -", •ч, *-• •tal. is" "ч. •> -ii - - -- - " ^ ca - '% "v * ч". "QUJS s * * о .g а я s^s 5 s? a * Фиг. 139. График девиации: ----- девиаций летчика, -----девиация штурмана. нее сказать, что ошибка явилась результатом неправильного снятия девиации только на этом курсе. При совпадении вычисленной и наблюденной девиации строят график девиации (фиг. 139) для данного самолета. Обычно на график наносят две кривые: красной линией - кри- вую для компаса штурмана и синей линией - кривую для ком- Нурсы Н W 20 30 40 50 ВО 70 SO 9D JOOIW ПО 130 140 150 1RO П013 О Г90 МН bllllllllllirllllJjlMlllnilllll llm ll.lMJMlllM, "" ^п^ипрп^ммрчцшчпи^мцмщми^и^ппри^иТГгЛГ /If 10 20 30 40 50 60 70 SO 30 100 ПО Ш Ш140 ISO 160 ПО 180190 1g0190ZOOZlO Z2023Q240250ZBOZ702B02903003W 320330340350360 10 <"" lllllllllllni.ini ll HMllllllllnlMI.il,. I lll,.i...,l,,,.l,,. ill,, , l..,.l.i,.ll.,ll,,,lli,,.l ++tt WMttti4 ^^|Mn|i7rrrTT[T|nTr|inipinjriif|ri.i|.iii(iMifm-rjii(i|iui|.i.. MI (iiiiiji.! i| I(II|ITITT- rSOJ90200210Z20230Z40 250 260 270280290 300370320 330340350360 W Дата Фиг. 140. График перевода курсов. паса летчика. Затем составляют график перевода курсов (фиг. 140). График девиации дает наглядное представление о характе- ре девиации; график перевода курсов не требует никаких вы- числений, поэтому наиболее удобен в полете. График девиации дает возможность проанализировать по- лученные результаты снятия и устранения девиации. При ана- лизе можно пользоваться следующими соображениями. § 23. Девиация магнитного компаса 171 ЧЦИИ. Если остаточная девиация имеет вид графика, изображен- ного на фиг. 141, то полукруговая девиация полностью не уничтожена и, следовательно, ее легко можно довести до нуля девиационным прибором для уничтожения полукруговой девиации. Из графика фиг. 142 видно, что девиация почти доведена до нуля, но имеется установочная ошибка. фиг И] ф й Из графика фиг. 143 видно, что наличии полукруговой деви- имеются полукруговая девиация и установочная ошибка, на величину которой график сдвинут кверху. На графике фиг. 144 девиация имеет четвертной характер и показы- вает наличие на самолете мягкого железа. Неправильный характер гра- фика на фиг. 145 обнаруживает нали- ПРИ на(tm)И|буксит.ан°вочн°и чие полукруговой и четвертной девиа- ции. В каждом отдельном случае после анализа графика девиации следует решить, можно ли давать график на самолет и нет ли необходимости пред- 1 __ - \ г ] 1 90 1 ido z'io Т Фиг. 142. Форма кривой Установочная ошабйа зее Фиг. 143. Форма кривой при наличии полукруговой деви- варительно ликвидировать установоч- ную ошибку или окончательно унич- ации и установочной ошибки. тожить девиацию. Определение девиации в полете. На тяжелых самолетах по- сле уничтожения девиации на земле остаточную девиацию снимают в по- лете. Фиг. 144. Форма кривой при Девиация в полете может быть наличии четвертной девиа- определена способом пеленгации ли- ции- нейного ориентира и способом пелен- гации тени самолета. Способ пеленгации линейного ори- ентира заключается в том, что в то время как самолет пролетает над ли- Ф"г. 145. Форма кривой при НеЙНЫМ Ориентиром, магнитный пе- наличии лолукругоаой и чет- ленг которого известен, определяют в вертной девиации некоторый момент курсовой угол ори- ентира. По формуле магнитный курс равен магнитному пелен- гу минус курсовой угол определяют магнитный курс самолета для момента снятия курсового угла. В момент взятия курсового угла ориентира замечают показание компаса; разница между 'магнитным и компасными курсами даст девиацию. N^7 ISO 270 /Л т 172 Глава четвертая. Магнитные компасы В качестве линейного ориентира обычно выбирают прямо- линейный участок шоссейной или железной дороги в 3-5 км. Порядок соблюдения курсов безразличен, но для удобства его выбирают таким, как показано на фиг. 146. Способ пеленгации тени самолета основан на следующем. Магнитный пеленг тени самолета может быть вычислен для любого момента дня. В полете достаточно заметить время в момент взятия курсового угла тени, чтобы, имея магнитный пеленг и курсовой угол тени са- молета, определить магнитный курс. 3)аметив показание ком- паса в момент взятия курсового угла, можно получить девиацию. Вычисление азимутов солнца требует астрономических таблиц И на практике неудобно. Обычно определяют девиационным пе- ленгатором магнитный пеленг тени для некоторого момента. В дальнейшем считают с доста- точной для практики точностью, нто магнитный пеленг тени уве- личивается каждые 4 мин. на 1°. Работа в полете сводится н определению курсового угла те- ни самолета, фиксированию это- го момента и к одновременному фиксированию показаний компаса. Способ этот удобнее и более точен, чем способ пеленгации линейного ориентира, но пользоваться им можно только в усло- виях видимости солнца. Изменение девиации со временем. Остаточная девиация практически не меняет своего значения в течение 2- 3 месяцев. После этого девиацию необходимо определять вновь. Однако срок этот может сократиться, если на самолете произой- дут перемены, которые могут оказать влияние на девиацию: смена двигателей, вооружения, приборов и т. д. После таких перемен девиацию нужно выверять вновь. Кроме того, девиацию может изменить также вибрация, осо- бенно от пулеметной стрельбы, поэтому при частой пулеметной стрельбе необходимо чаще выверять девиацию. § 24. Поведение компаса в полете Даже при прямолинейном горизонтальном полете пользо- вание магнитным компасом сопряжено с рядом трудностей, так Фиг. 146. Схема пути самолета при определении девиации по линейному ориентиру. § 24. Поведение компаса в полете___ 173 как самолет совершает непрерывные колебания вокруг своих осей. Колебания самолета вызывают дополнительные погреш- ности компаса, которые выражаются в незатухающих колеба- ниях, а иногда в уводе магнитной системы в сторону от ком- пасного меридиана. Существуют четыре вида дополнительных погрешностей компаса.- креповая девиация, северная поворот- ная ошибка, увлечение и инерционная погрешность. Креповая девиация возникает при кренах самолета относи- тельно плоскости картушки. Сила самолетного магнетизма F может быть разложена на две составляющие, из которых одна Z направлена по вертикальной оси самолета (см. фиг. 132). При кренах самолета составляющая Z наклоняется вместе с ним и дает в свою очередь проекцию на плоскость картушки, равную Z'=Z-sina, где a - угол продольного крена, или Z'=Z-sin Р, где р-угол поперечного крена. При продольных кренах сила Z' направлена вдоль самоле- та (фиг. 147,а), дри поперечных кренах - поперек самолета (фиг. 147,6). Рассматривая силы, действующие на магнитную систему в плоскости картушки, и складывая по правилу параллелогра- ма силу Z' с горизонтальной составляющей земного магнетиз- ма Н, получаем равнодействующую силу Я', вдоль которой устанавливается магнитная система. Угол между векторами Я и Н' представляет собой креновую девиацию компаса. Северная поворотная ошибка возникает при наклонах кар- тушки относительно плоскости горизонта. Причиной этой ошиб- ки является влияние вертикальной слагающей Z земного маг- нетизма, которая дает проекцию на плоскость картушки ком- паса. При нормальном полете вертикальная слагающая Z перпен- дикулярна плоскости картушки и не влияет на ее направление. Если картушка наклонена к горизонту на некоторый угол р, то сила Z дает проекцию на плоскость картушки, равную Z'=Z'Sin P. Проекция горизонтальной составляющей земного магнитного поля Я даст некоторую силу Я', величина которой зависит не только от угла крена |3, но и от направления этого крена. i •(• \ ••>-• ' i • Складывая по правилу параллелограма силы Z' и Н', по- лучим направление равнодействующей силы Я", по которому будет располагаться магнитная система компаса. Угол меж- ду равнодействующей силой Я" и магнитным меридианом даст величину северной поворотной ошибки. Известно, что при виражах самолета маятник, помещенный на самолете, располагается по равнодействующей центробеж- ной силы и силы тяжести. Поскольку картушка компаса являет- €я маятником, при вираже самолета она наклоняется отно- 174 Глава четвертая. Магнитные компасы сительно горизонта в ту же сторону, что и самолет. При пра- вильном вираже угол наклона картушки к горизонту равен поперечному крену самолета. Рассмотрим северную поворотную ошибку при вираже са- молета на различных курсах. Фиг. 147. Креповая девиация. Допустим, что самолет выполняет вираж с креном и на- ходится в данный момент на курсе 0° (фиг. 148,а). Проекция вертикальной составляющей Z на плоскость кар- тушки равна Z'=Z-sinf!. Горизонтальная составляющая Я про- ектируется на ту же плоскость полностью. Для этого случая северная поворотная ошибка определяет- ся из соотношения , Z sin 8 tgY = - . • ё ' Н \ Аналогичное выражение для северной поворотной ошибки получим, если рассмотрим момент виража, когда самолет на- правлен на курс 180°. Если самолет находится в данный мо- § 24. Поведение компаса в полете !7& мент на курсе 90 или 270° и совершает вираж к югу (см. фиг. 148,6), вертикальная и горизонтальная составляющие да- дут прое'кции Z' и Н' на плоскость картушки. Величина этих составляющих равна Z'=Zsin?=rsiaesinp; Я'=Ясозр=Гсозвсо8р, где в - угол наклонения. ZSinp Фиг. 148. Возникновение северной поворотной ошибка: а-курс 0°, б- курс 90°. Направляющая сила компаса, устанавливающая магнитную систему в направлении на север, при этом уменьшается; ее ве- личина будет равна разности сил Н' и Z': Н" = Н' - 2' = r(sin в sin р - cos в cos p). В случае если (3 = 90-0, значение Я" станет равным нулю и компас полностью потеряет направляющую силу. Такой угол крена называется критическим. При кренах менее критического магнитная система уста- навливается на север, хогя направляющая сила и уменьшается. 176 Глава четвертая. Магнитные компасы При кренах более критического магнитная система стремится повернуться на 180° и вращается вместе с самолетом. На фиг. 149 показаны линии критических кренов для территории СССР. Увлечение картушки происходит вследствие того, что жидкость, заполняющая котелок компаса, приходит во вра- щение во время виража. Вращение жидкости объясняется си- лами трения, возникающими между жидкостью и стенками "^ . д Р__ 30--- tk^Pjilll ад"-f4 -7!=--7-7Г- \ Фиг. 149. Линия критических кренов для Европы и Азии. котелка при вращении последнего. В процессе виража скорость вращения жидкости с течением времени постепенно увеличи- вается и при очень" длительных виражах может достигнуть скорости виража. После прекращения виража жидкость про- должает вращаться по инерции до тех пор, пока вращение ее не прекратится из-за трения о котелок. При своем вращении жидкость увлекает за собой картушку компаса на некоторый угол относительно меридиана. Ошибка •от увлечения тем больше, чем больше затухание компаса и чем большую скорость приобрела жидкость к концу виража. Инерционная ошибка компаса возникает под влиянием ускорений, действующих на неуравновешенные части кар- тушки. Как сказано выше, южный конец магнитов магнитной системы компаса в северном полушарии снабжается грузом, уравновешивающим действие вертикальной составляющей зем- ного магнитного поля. Под действием периодических возмуще- ний, например, при полете в болтанку, возникают инерционные силы, заставляющие магнитную систему колебаться относитель- но положения ее равновесия. В процессе полета могут иметь место также длительные ускорения, вызывающие одностороннее отклонение магнитной системы от меридиана. Такие ускорения возникают, например, при неправильном вираже (плоский разворот, вираж со сколь- жением) или при изменении скорости полета. . Следует заметить, что ускорения действуют также на ниж- ний маятник магнитной системы, вызывая ее крены как отно- § 24. Поведение компаса в полете____ 177 сительно горизонта, так и относительно самолета. Это может привести к образованию креповой и северной поворотной оши- бок даже при отсутствии виража. Таким образом колебания самолета вокруг его осей и из- менение режима полета могут привести к колебаниям картуш- ч ки компаса. При неблагоприятных атмосферных условиях эти колебания могут достигать 10-15° и более, что весьма затруд- няет пилотирование самолета. В таких случаях выбирают какой- лкбо отдаленный ориентир и ведуг машину на этот ориентир. Изредка смотрят на компас и проверяют правильность курса. Для определения курса, по которому фактически следует самолет, штурман периодически наблюдает за компасом. Серия наблюдений, произведенных одно за другим с небольшими ин- тервалами, может довольно точно указать средний компасный курс самолета. Вследствие ряда погрешностей и недостатков в работе ком- пас не может обеспечить точного и прямолинейного полета но курсу и поэтому на самолете, кроме компаса, устанавливают указатель поворота и ряд других приборов. 12 Приборы на самолете ГЛАВА ПЯТАЯ ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ § 25. Понятие об электрических авиационных приборах С появлением больших многомоторных самолетов, которые могут находиться в воздухе много часов, появилась необходи- мость уделять большее внимание контролю за полетом, за ра- ботой сложных авиационных двигателей. Увеличение разме- ров воздушных кораблей удалило авиационные двигатели на много метров от управляющего ими человека. Замечательное развитие электротехники, вошедшей буквально во все области техники, не могло не затронуть и авиацию. На самолетах по- явилось солидное электрическое оборудование для выполнения ряда вспомогательных функций, для питания радиостанций, для освещения и т. д. Удобство передачи сигналов по проводам и развитие мето- дов дистанционного измерения способствовало появлению на самолете электрических приборов. Длинные гибкие передачи, применяемые в неэлектрических приборах, так же, как и длин- ные трубки, ненадежны, неудобны в эксплоатации и при заме- не. В электрических приборах дистанционные передачи осуще- ствляются по проводам. Электроизмерительные приборы чаще всего имеют подвижную часть со стрелкой, на оси которой раз- вивается вращающий момент под влиянием изменения какой- либо электрической величины. В большинстве случаев авиаци- онные электроприборы измеряют величины не электрические, а совершенно другой физической природы, например, темпера- туру, скорость, объем и пр. Поэтому необходимо иметь проме- жуточное устройство, преобразующее измеряемые неэлектриче- ские величины в электрические. Основным преимуществом электроизмерительных приборов является возможность отнести измерительный прибор-указа- тель от места измерения на любое расстояние, т. е. получить дистанционные измерительные приборы. В настоящее время электрические авиационные приборы занимают господствующее место на самолете. § 26. Законы постоянного электрического тока 179 Развитие авиационной автоматики идет также по линии использования электрических устройств. Появились и уже ра- ботают на наших самолетах электрические автоматы регулиро- вания температуры; разработаны конструкции электрических автоштурманов; на смену гидравлическому автопилоту идет электрический; пневматическая гироскопия уступает место элек- трогироскопии. Конструкторская мысль работает над новыми приборами, более точными, более удобными, решающими все более слож- ные задачи. С каждым годом будут появляться новые электри- ческие приборы, облегчающие человеку контроль над авиаци- онными двигателями и помогающие точнее и лучше водить са- молет в любой метеорологической обстановке. § 26. Законы постоянного электрического тока Основные понятия и единицы измерений. Электрический ток представляет собой перемещение по провод- нику электрических зарядов. При протекании тока через ме- таллический проводник носителями заряда являются электро- ны. Электрон представляет собой первичное, предельно малое количество электричества с отрицательным зарядом. За едини- цу количества электричества или электрического заряда в практической системе единиц принят 1 кулон, соответствующий по заряду 6,3.1018 электронов. Непосредственно наблюдать движение электронов внутри проводника и измерить их количество невозможно, поэтому о наличии электрического тока судят по сопровождающим его физическим и химическим явлениям. Под действием электриче- ского поля электроны внутри металла приобретают направлен- ное движение от отрицательного потенциала к положительно- му. При этом среда, в которой перемещаются электроны, оказывает сопротивление их движению. Это сопротивление на- зывается электрическим сопротивлением и зависит от размеров и материала проводника. За единицу электрического сопротивления принят 1 ом (1 &), представляющий собой сопротивление столба ртути се- чением 1 мм2 и длиной 1,063 м (массой 14,4521 г) при темпе- ратуре тающего льда. Количество электрических зарядов, проходящих через попе- речное сечение проводника за одну секунду, называется силой тока или просто током. За единицу тока принят 1 ампер (1 А), равный 1 кулону в' секунду \ 1 Пользуясь химическим проявлением электрического тока, опреде- ляют 1А как ток, выделяющий 1,118 мг/сек серебра из водного ^раствора AgNO3. 180 Глава пятая. Электрические приборы R, В технике принимают электрический ток направленным от положительного потенциала к отрицательному, т. е. навстречу тому направлению, в котором движутся электроны. Как было сказано выше, электроны при своем движении испытывают сопротивление среды. На преодоление этого со- противления требуется затрата энергии, которая компенси- руется источником питания. Энергия, выделяемая источником питания или затрачиваемая в проводнике в единицу вре- мени, называется мощностью. Отдаваемая источником пи- тания мощность, отнесенная к единице тока, называется электродвижущей силой (со- кращенно ЭДС). Поглощаемая в проводни- ке мощность, отнесенная к единице тока, называется электрическим напряжением, или просто напряжением. Раз- ница между ЭДС и напряже- нием состоит в том, что ЭДС КШЛЯп -и- -Г1Г1ЛЛШЪ R Фиг. 150. Неразветвленная электри 1ческая цепь постоянного ток-.- относится ко всей цепи, а на- пряжение - к отдельному уча- стку цепи и представляет со- бой как бы часть всей электродвижущей силы цепи. За единицу ЭДС и напряжения принят 1 вольт (1 iV), опре- деляемый как напряжение, создающее ток силой в 1 А в про- воднике, сопротивление которого равно 1 9. За единицу мощности принят 1 ватт (1 W), равный мощ- ности, затрачиваемой в проводнике при неизменяющемся токе в 1 А и напряжении на концах проводника в 1 V. Закон Ома. Простейшая цепь постоянного тока состоит из источника питания, полюсы которого замкнуты проводником, имеющим сопротивление К (фиг. 150) \ В простой замкнутой цепи сила тока одинакова в любом месте и определяется за- коном Ома /---_*__ R + RO Здесь Е - электродвижущая сила источника питания; R0 - внутреннее сопротивление источника питания. Следует различать электродвижущую силу источника тока и напряжение, которое образуется между его полюсами. Под 1 Внутреннее сопротивление источника питания RoHa схеме условно показано отдельно. § 26. Законы постоянного электрического тока____ 181 ЭДС источника тока понимают ту разность потенциалов, ко- торая образуется между его полюсами А и В, когда они разомкнуты, т. е. не соединены внешним проводником. Раз- ность потенциалов между точками А и В при замкнутых по- люсах называется напряжением. Напряжение U не равно ЭДС Е и зависит от соотношения между сопротивлением' про- водника R и внутренним сопротивлением источника пита- ния Ис- пользуясь законом Ома для неразветвленной цепи (см. фиг. 150), можно написать E=IR + //?"=--/+/Ко или U=E- /Яо1. Таким образом напряжение U меньше ЭДС Е на величину произведения //?". Произведение силы тока на сопротивление называется падением напряжения. Из написанных соотноше- ний видно, что ЭДС источника питания покрывает падение напряжения на внешнем участке цепи, равном U=IR, и на внутреннем участке цепи, равном IR0. Р Из закона Ома (/=---) следует также, что ток в элек- /?+/?0 трической цепи при заданной ЭДС источника тока опреде- ляется сопротивлением цепи 7?, которое принято называть на- грузкой. При уменьшении сопротивления R ток / возрастает и до- стигает максимума при R = 0. В таком случае говорят, что источник питания замкнут накоротко, а ток / называют током короткого замыкания (7КЛ). Ток короткого замыкания равен отношению ЭДС источни- ка тока к его внутреннему сопротивлению: / _JL кз~ /?о ' Последовательное и параллельное соеди- нение проводников. Если цепь состоит из ряда после- довательно соединенных проводников, имеющих сопротивле- ние /?j, /?2, R3 и т. д. (фиг. 151), то общее их сопротивление равно сумме отдельных сопротивлений ______ -?=-?- + ?- + /?-. 1 Это соотношение представляет собой II закон Кирхгофа, который в общем случае формулируется следующим образом: сумма падений напряжений на отдельных участках замкнутой цепи равна алгебраической сумме электродвижущих сил, действующих в данной цепи. 182 Глава пятая. Электрические приборы Напряжение между точками Л и В будет равно сумме от- дельных падений напряжения на участках цепи i/=- U, + U, + Us = 1R, + IR, + /Я3. При последовательном соединении проводников сила тока во всех проводниках имеет одно и то же значение, а падение напряжения на отдельных *, - /г Г> Е Кч /? Чнишлл/ -и- ? л- 1ЯЛАг-г-ОЛЛП-j -6J- -и,- проводниках прямо пропор- ционально их сопротивле- ниям JA___ _Ri_ . f/2 ".Яа. Яз ' U, Фиг. 151. Последовательное соединение ироводников. С/2 Яа Когда между точками А и Б включено несколько па- раллельных сопротивлений R±, R,, У?3 и т. д. (фиг. 152), то падения напряжения на каждом сопротивлении рав- ны, но протекающие в них токи неравны: А ~ _Ц_ R! -> __Ц_ ~ К, и RS /,= Эти токи обратно про- порциональны сопротивле- ниям ПРОВОДНИКОВ: А_=_я?-- /2 = Кз ~~L~~RI ' /s ^2 Общий ток, протекаю- щий в цепи, равен сумме всех токов, протекающих по параллельным проводникам', /=/*+/- + /-••. Электрическое сопротивление между точками А к В тем меньше, чем большее число параллельных проводников вклю- чено между этими точками. Из написанных выше соотношений определяется общее со- противление параллельного соединения проводников. Общее Фиг. 152. Параллельное соединение проводников. 1 Данное равенство вытекает из первого закона Кирхгофа, который гла- сит: сумма притекающих к узлу токов равна сумме токов, утекающих от этого узла (см. узловую точку А или В на фиг. 152). § 26. Законы, постоянного электрического тока_____ 183 сопротивление равно Для трех двух параллельно соединенных Г> *lff2 проводников "•и -параллельно /?1 + Я2 соединенных проводников общее сопротивление равно г, RiR%R3 /<ш= - /?!/?., + Я2Яз + #1^3 Сопротивление' и электропроводность ме- таллов. Сопротивление металлического проводника зависит от его размеров, материала и температуры. Сопротивление проводника, имеющего по всей длине по- стоянную площадь поперечного сечения, определяется по сле- дующей формуле: "-P-L. где / - длина проводника, м\ ^ - площадь поперечного сечения, мм2; QMM* Р - удельное сопротивление проводника, ---. М Удельное сопротивление р зависит от материала провод- ника и представляет собой сопротивление проводника, имею- щего длину 1 м и сечение 1 мм2. Иногда в расчетах пользуются величиной удельной прово- димости, обратной удельному сопротивлению: Я----, 1 Т? где Y =- • р Удельное сопротивление металлов зависит от примесей. Например, электропроводность меди уменьшается на 10% в присутствии примеси железа в количестве 0,1% или же в при- сутствии фосфора в количестве 0,001%. При нагревании химически чистых металлов и большин- ства сплавов их сопротивление увеличивается. В интервале температур от 0 до 100°С сопротивление уве- личивается по следующему закону: Я, = Я0(1+<х*), где (/?" - сопротивление при 0° С; а - температурный коэфициент сопротивления; t - температура, °С. 184 Глава пятая. Электрические приборы ^______ При практических расчетах электрических схем обычно пользуются значениями сопротивлений не при СР, а при 20° С. В этих случаях применение написанной выше формулы для расчета сопротивления нагретого проводника затруднительно, так как неизвестно значение R0. Удобнее пользоваться более общей формулой, дающей со- отношение сопротивлений проводника при любых температурах: Ян ... 1 + а/1 RK, 1 + а<2 ' где Rtl и Rt 2 - сопротивления проводника при температурах tv и ?2. Подставляя в приведенную формулу значение ?, = 20° С, по- лучаем формулу, позволяющую определить сопротивление про- водника при любой температуре (до 100° С), если известно его сопротивление при 20° G (#2о°): р _р 1 + a*i *а~*2°° 772^ ' Значения удельного сопротивления, удельной проводимости и температурного коэфициента приведены в табл. 6. Нагревание! проводников электрическим током. Мощность электрического тока на любом участке цепи определяется произведением напряжения на ток (P=Ul). В зависимости от рода нагрузки эта мощность полностью или ча- стично переходит в тепло. В тепло переходит только та часть мощности, которая затрачивается на преодоление электрическо- го сопротивления. При этом проводник нагревается тем силь- нее, чем выше его сопротивление и чем больший ток протекает в нем. Мощность электрического тока, переходящая в тепло, пропорциональна квадрату силы тока и определяется формулой Джоуля: P=I2R. В чисто тепловых устройствах, каковыми являются лампы, нагревательные приборы, добавочные сопротивления и т. д., вся мощность электрического тока переходит в тепло и, следова- тельно, PR = UI. В более сложных случаях, например, в электромоторах, большая часть мощности преобразуется в механическую энер- гию и лишь часть мощности переходит в тепло. В этом случае I*R///->Х--Ч2~_: :ЕГ^> оУ\ч \ \' / / / ' ' ' ^^^&^^Ш$&'*2?': х // / ' v ^-^^~^'//'J., " ч - / \ ч" - _~ - ' / * -^ _ -- f> Фиг. ПэЗ. Жагнитное поле ШОСГОУХНС-Ч} магнита. Магнитное поле постоянных магнитов и ферромагнитных масс обычно изображают не линиями напряженности, а так называемыми линиями индукции'. Понятие магнитной индук- ции тесно связано с электромагнитными явлениями (см. ниже). Магнитная индукция В связана с напряженностью поля Н состношением В = и.Н. За единицу индукции принят 1 гаусс. В пустоте и в воздухе число гауссов совпадает с числом эрсте- дов, так как магнитная проницаемость для пустоты и воздуха равна единице. При изображении линий индукции следуют тем же прави- лам, что и при изображении силовых линий поля, причем число линий, проходящих через 1 см? площадки, берут равным числу гауссов индукции. Число линий индукции, которые проходят сквозь какую- нибудь поверхность 5, перпендикулярную линиям индукции, на- зывают магнитным потоком, или потоком магнитной индук- 1 Изображение поля в виде линий индукции имеет то преимущество, что эти линии являются непрерывными, в то время как густота линий на- пряженности уменьшается в ц. раз при переходе из воздуха в железо. Это объясняется законом Кулона, из которого следует, что напряженность обратно пропорциональна магнитной проницаемости среды. § 27. Магнетизм 189 i(uu Ф. Величина магнитного потока определяется как произ- ведение индукции В на площадь S: Ф=В5. За единицу магнитного потока принят 1 максвелл, пред- ставляющий собой поток, проходящий через 1 см3 по- верхности при индукции поля, равной 1 гауссу (1 макс- велл =1 гаусс-1 см*). Действие магнитного поля на постоянный магнит. Если постоянный магнит, имеющий форму стержня, расположен в однородном поле под прямым углом к силовым линиям (фиг. 154), то на полюсы магнита действуют две равные про- тивоположно направленные силы, образую- щие пару сил. Вращающий момент этой лары равен: M'=Hml = HM, где m- магнитная масса (полюса; I - длина магнита. 1-1.1,'il u;i !;'!;ilz>fi! 'M Ч HI |ЬП i • i S Фиг. 154. Действие магнитного доля на постоянный магнит. Произведение ml = M носит название маг- нитного момента и численно равно вращаю- щему моменту магнита, внесенного в одно- родное поле напряженностью в 1 эрстед, пер- пендикулярно потоку. Для определения момента сил, действую- щих на магнит, если он расположен под углом а к однородному полю, напряженность которого рав- на Н эрстед, пользуются формулой М' = МН*1пл дин.см = ^^^ гсм. 981 В этой формуле магнитный момент М измеряется в едини- цах CGSM. Формулу можно применять при расчете устанавливающего момента магнитных компасов, а также логометров е вращаю- щимся магнитом. Постоянные магниты могут быть намагничены в различной степени в зависимости от их формы и материала. Под интен- сивностью намагничения J понимают отношение магнитной массы полюса m к площади поперечного сечения магнита S: У = - 5 190 Глава пятая. Электрические приборы Интенсивность намагничения связана с магнитным момен- том следующим соотношением: ,__т___т/__ м ~~S~~~~siV' где V=Sl-объем магнита (для случая S = const). Ферромагнитные материалы. При намагничива- нии железа коэфициент ц вначале растет с увеличением на- пряженности Н, затем достигает максимума при Я=2,5 эрстед 40 SB Н Фиг. 155. Зависимость магнитной проницаемости от напряженности поля. го 40 so si tea 120 но ft Фиг. 156. Кривые намагничивания. и снова уменьшается, приближаясь к единице при сильных полях (фиг. 155). Максимальные значения ", для различных ферромагнитных материалов следующие: Железо мягкое . Закаленная сталь Никель ..... Кобальт ..... 6200 375 300 175 Поскольку коэфициент "i. зависит от Я, то индукция В из- меняется не пропорционально Я (фиг. 156). Значение у. зависит не только от Я, но и от условий намаг- ничивания ферромагнитного материала. При увеличении на- пряженности поля от Я=0 до Я=Ятах индукция вначале увеличивается от 6 = 0 до В=Втах (фиг. 157). Если затем уменьшать значение Я, то индукция будет уменьшаться уже по другой кривой, лежащей выше первоначальной, а при Я=0 будет иметь некоторое значение В=ВГ. Величина Вг называется остаточной индукцией материала. Если далее изменить направление поля и постепенно его увеличивать, то индукция будет уменьшаться и достигнет нуля при Я=-Яс. Величина Нс называется задерживающей или коэрцитивной силой материала. § 28. Электромагнетизм 191 При дальнейшем изменении Я до значения -Ятах и далее снова до +Ятахзначения индукции будут лежать на замкну- той кривой, называемой петлей гистерезиса. Явление, происхо- дящее при этом, носит назва- ние магнитного гистерезиса. \ Перемагничивание ферро- магнитных материалов связа- но с потерей энергии. При полном цикле перемагничива- ния потери энергии в 1 см* ~^шх материала пропорциональны площади петли гистерезиса. Форма петли зависит от материала: твердая сталь имеет большую остаточную индукцию и большую коэрци- тах Фиг. 157. Петля гистерезиса. В 14UVV moo ЮОО& 9000 8000 7000 Kflfin з^ S* / / / / 2 / i j / 1^ -7 5000 woo 3000 woo mo L t-j?-- / У / / 1 / f тивную силу, мягкое железо обладает большой остаточной индукцией и малой коэрци- тивной силой. Например, для химически чистого железа ве- личина Н с не превышает 2 эрстед. В то же время спе- циальные железоникельалю- миниевые сплавы, применяе- мые для постоянных магнитов, обладают значениями Нс по- рядка 500-600 эрстед. В соответствии с этими свойствами твердые стали и высококоэрцитивные сплавы применяются в постоянных магнитах, а мягкое железо - в деталях, подвергающихся перемагничиванию. При расчете постоянных магнитов пользуются так называе- мой кривой размагничивания (фиг. 158), представляющей со- бой участок петли гистерезиса, расположенный между точка- ми Вг и -Нс. § 28. Электромагнетизм Магнитное поле электрического тока. Одним иэ важнейших проявлений электрического тока является обра- зование магнитного поля вокруг движущихся электрических зарядов. Когда по проводнику проходит ток, вокруг проводни- ка образуются замкнутые линии магнитных сил, охватываю- щих проводник концентрическими кольцами (фиг. 159,а). -Н 700 600 500 Щ> 300 200 ЮО О Фиг. 158. Кривые размагничивания: J-сплав Fe-Nl-Al (Яг-=6000, Яс=500), 2-ко- бальтовая сталь 30% (В--900Л Яс-200 . 3-сплав Fe-Ni-Al-Со (ВГ-ПООО, Яс-400). 192 Глава пятая. Электрические приборы Направление магнитного поля зависит от направления то- ка. Если смотреть вдоль проводника по направлению тока, то магнитное поле будет направлено по часовой стрелке. Напря- женность поля прямого тока в любой точке окружающего про- странства определяется по следующей формуле: Н = 0,2 - эрстед, где / - сила тока, а; г - расстояние от точки до проводника, см. Фиг. 159. Магнитное поле прямого и кругового тока. Из этой формулы видно, что напряженность магнитного поля тока не зависит от среды, так как в фор'мулу не входит коэфициент ц,. Если выполнить проводник в виде витка, то вокруг витка образуется магнитное поле (так называемого кругового тока, фиг. 159,6). Направление магнитных силовых линий для каждого уча- стка витка определяется по тому же правилу, что и для пря- мого тока. В центре витка напряженность поля, создаваемого каждым участком витка, имеет одинаковое направление - вдоль оси витка. Если смотреть вдоль оси витка по направле- нию напряженности поля, действующего в центре витка, то круговой ток будет направлен по часовой стрелке. Величина напряженности поля в центре витка при круго- вом токе равна Я=0,2тс - эрстед, где / - ток, а; г - радиус витка, см. § 28. Электромагнетизм 193 В электроизмерительных приборах широко применяются обмотки, состоящие из проводников с большим числом витков. Если число витков обмотки равно W, то напряженность в центре обмотки равна Я=0,2п------эрстед. Произведение IW называется ампер витками. Когда внутрь обмотки вставлен железный сердечник, то! магнитная индукция резко возрастает. Это явление исполь- зуют в электромагнитах: же- лезный сердечник как бы сгу- щает силовые линии, благо- даря чему между полюсами электромагнита образуется сильное магнитное поле (фиг. 160). При малом воздушном за- зоре между полюсами почти все силовые линии электро- магнита замкнутся между по- Фиг- 16°- Магнитное поле люсами. Небольшая часть си- электромагнита. ловых линий замыкается между витками обмотки, образуя поток рассеяния ("магнитная утечка"). Пренебрегая потоком рассеяния, можно рассчитать напряженность поля в воздушном зазоре между полюсами электромагнита. Поток в замкнутой магнитной цепи определяют при помо- щи формулы Гопкинсона, аналогичной закону Ома для элек- трических цепей: ,, МДС Ф=---максвелл, я** где МДС - магнитодвижущая сила, равная -^-/UP (где IW- ампервитки); S/?m -сумма магнитных сопротивлений отдельных участ- ков цепи. Магнитное сопротивление сердечника, подобно электриче- скому сопротивлению, пропорционально его длине и обратно пропорционально площади его поперечного сечения: R - - Кт~ v.s • Магнитное сопротивление воздушного зазора соответствен- но равно р _ А) *"•" *А ' 13 Приборы на самолете 194 Глава пятая. Электри<1ес1<ие_приборы_ где 1" - длина зазора; цс=1-магнитная проницаемость воздуха; 50 - площадь зазора (поверхность полюса). Подставляя в формулу потока значения МДС и магнитных сопротивлений сердечника и воздушного зазора, получим вы- ражение для магнитного потока электромагнита, изображенно- го на фиг. 160, Q,4r.lW --- максвелл. ф: / "i-s" Pu-So Напряженность поля в воздушном зазоре равна Я0 = _Ф Hoso р- Во многих случаях пользуются свойством электромагнита притягивать железные детали. Примером может служить элек- тромагнитное реле, где железный якорь притягивается электромаг- нитом (фиг. 161). Действие Магнитного поля на ток. Если прямолиней- ный проводник, по которому течет ток /, помещен в однородное маг- нитное поле (фиг. 162,а), то на проводник действует сила, направ- ленная под прямым углом к на- правлению тока и направлению поля. Направление действия силы определяется правилом левой ру- ки: если расположить левую руку ь Фиг. 161. Электромагнитное реле. так, чтобы ток протекал к концам пальцев, а поле "входило" в ладонь, то отогнутый в сторону большой палец укажет направление силы. Величина силы взаимодействия прямого тока с магнит- ным полем определяется на основании закона Био-Савара F - 0,1ц,//// sin а дин, где / - сила тока, а; I - длина проводника, см; а, - угол между проводником и направлением поля При а = 90° Р=0,1рНП. § 28. Электромагнетизм 195 Действие магнитного поля на ток широко используется в электротехнике в электрических двигателях, а также в маг- нито-электрических измерительных приборах. Обычно для этой цели применяют проводники, выполненные в виде прямоуголь- ной рамки с большим числом витков. а Фиг. 162. Действие магнитного поля на ток. I Если такая рамка расположена в однородном магнитном поле (фиг. 162,6), то образуется пара сил F, стремящаяся по- вернуть рамку вокруг оси О - О. Момент пары сил равен: М == Fb=Q,lv.0HIWlb sin p = =0,ly.0HIWSsin p дин • см, где ц,, = 1 (для воздуха); fW - ампервитки; S=lb - площадь рамки, см?\ (3 - угол между направлением магнитного поля и пер- пендикуляром к плоскости, в которой расположены витки рамки. Большей частью применяют воздушный зазор кольцевой формы, который образуется поверхностью полюсов и железного барабанчика, вставленного внутрь рамки. При этом линии по- ля всегда перпендикулярны к поверхности полюса, и, следо- вательно, угол g = 90°. 13* 196 Глава пятая. Электрические приборы____________ В этом случае вращающий момент равен-. ЛГ=0,1 цоЯ/WS дин-см. Аналогично действию поля на ток взаимодействуют два тока, протекающие по двум параллельным проводникам: токи одного направления притягиваются, токи противоположного направления отталкиваются. U*- Фиг. 163. Электродинамическая система. Сила, действующая на отрезки проводников длиной I м в воздухе, равна с- 0,02/,Ы -, F=\>-o . дuн^ где - - расстояние между проводниками; /!, /2 - токи в .проводниках, а. Явление взаимодействия параллельных проводников нашло применение в измерительных приборах электродинамического типа. Одна из рамок закреплена неподвижно, другая рамка, рас- положенная внутри первой, может вращаться вокруг оси О -О (фиг. 163). Вращающий момент, действующий на подвижную рамку, равен Л=К!"в/1/1/(а), где 1г - ток в неподвижной рамке; /2 - ток в подвижной рамке; К - коэфициент, зависящий от площади, числа витков и конфигурации рамок; /(а)-функция угла а между рамками. § 28. Электромагнетизм \gj Электромагнитная индукция. При всяком изме- нении магнитного потока, который пронизывает контур, обра- зованный проводником, в последнем возникает электродвижу- щая сила индукции. Если контур замкнут, то под действием этой ЭДС в нем возникает индукционный ток. По правилу Ленца индуцируемый ток направлен таким об- разом, что его магнитное поле препятствует изменению инду- цирующего потока. Величина индуцируемой ЭДС, по закону Фарадея, пропор- циональна скорости изменения потока: е= - -*L Ю-8 = - W^- 10-" V, dt dt где <|j = V/Ф - потокосцепление; Ф - магнитный поток, максвелл; : W - число витков. Индуцируемый ток равен ! ,-- J -N" ю-8 л * - 1 \j •**•" ' R dt где R - сопротивление всего контура. \ Изменения магнитного потока, вызывающие магнитную ин- дукцию, могут быть получены различными способами, напри- мер, приближением к контуру постоянного магнита или изме- нением тока в близлежащей цепи, или изменением тока в дан- ной цепи. Если изменение потока в данной цепи происходит вслед- ствие изменения силы тока в близлежащей катушке, называе- мой первичной, то эффект изменения ЭД6 во вторичной катуш- ке называется взаимной индукцией. ЭДС взаимной индукции равна ,. di е = - М-- at ' где / - сила тока в первичной катушке; М - коэфициент взаимной индукции, зависящий от пло- щади, числа витков и расположения обеих катушек, а также от ц. Единицей коэфициента взаимной 'индукции является 1 ген- ри. При коэфициенте М=\ генри во вторичной катушке инду- цируется е=1 V при скорости изменения тока в первичной ка- тушке, равной 1 А в секунду. 198 ____ Глава пятая. Электрические приборы_____________ Если изменение потока в цепи происходит вследствие из- менения собственного тока, то также индуцируется ЭДС, на- зываемая ЭДС самоиндукции и равная -Ldi dt ' где ^ - коэфициент самоиндукции, зависящий от числа вит- ков, сечения провода, размеров катушки и от ^; единицей L служит также 1 генри, представляющий собой самоиндукцию такого проводника, в котором при быстроте изменения тока в 1 А в секунду индуцируется ЭДС в 1JV. Применяется также единица самоиндукции, равная \см = - 10 ~9 генри. Коэфициент самоиндукции выражает также соотношение между потокосцаплением и током, протекающим в проводнике: <: = УУФ = L/108 максвелл, где L - коэфициент самоиндукции, генри; i - ток, А. Явление электромагнитной индукции широко используется в электротехнике, например в динамомашинах, трансформато- рах и т. д. Токи Фуко. Индуцированные токи могут возникать не гслько в проводниках, но и в любом массивном металлическом теле. В этом случае индуцированные токи замыкаются в теле проводника и носят название токов Фуко. Протекание токов Фуко связано с выделением тепла, а следовательно, с потерей энергии. Для уменьшения этих потерь якори динамомашин и сердечники трансформаторов выполняют не сплошными, а из отдельных, изолированных друг от друга пластин. Кроме того, применяют железо с примесью кремния (от 2 до 4%), что по- нижает электропроводность, а следовательно, и силу токов Фуко. Присадка кремния уменьшает также потери на гисте- резис. В некоторых случаях токи Фуко производят полезное дей- ствие. Например, в высокочастотных печах металл плавится то- ками Фуко, индуцируемыми быстропеременным магнитным по- лем. В электроизмерительных приборах устраивают магнитные успокоители (демпферы),Состоящие из массивной медной или алюминиевой пластинки, расположенной в магнитном поле. Теки Фуко, индуцируемые в этой пластинке, тормозят подвиж- ную систему прибора и успокаивают ее колебания. § 29. Законы переменного электрического тока 199 § 29. Законы переменного электрического тока Синусоидальный переменный ток. Переменным током называют такой ток, напряжение и сила которого перио- дически изменяются с определенной частотой. Закономерность этих изменений может быть любой, но в технике преобладаю- щее применение имеет синусоидальный ток. Л Фиг. 164. Синусоидальный переменный ток. Напряжение и сила синусоидального тока в общем случав изменяются во времени по следующему закону (фиг. 164): tf=f/M sin 2*-?•-=?/" sin orf; i = /"sin (2тс-~ - cpj =/m sin ( показывает, что максимум силы тока не совпадает по времени с максимумом напряжения; этот угол называется сдвигом фаз между током и напряжением. В обычных цепях переменного тока угол сдвига фаз может иметь значение от -J---до---, в зависимости от пара- метров цепи. Когда ш = 0, ток по фазе совпадает с напряжением, и ток называют активным. 200___________Глава пятая. Электрические приборы____________ Если 0, ток отстает от напряжения по фазе, если же •-?<(), ток опережает напряжение. При ср = + ~- ток отличается от напряжения на четверть периода и называется реактивным. Число периодов в секунду называют частотой переменного тока; частота равна /. 1 __ О) *~~ГТГ~~Чп ' Единицей частоты служит 1 герц, равный 1 периоду в се- кунду. Для промышленных и осветительных целей применяется ток частотой 50 герц. В авиационных электрических приборах, в частности в гироскопических приборах и дистанционных ком- пасах, применяется ток повышенной частоты от 400 до 800 и более герц. Индуктивное сопротивление. В цепях постоян- ного тока зависимость между током и напряжением опреде- ляется величиной омического сопротивления, обусловленного исключительно тепловыми потерями внутри проводника. Совсем не так обстоит дело в цепях переменного тока. Предположим, что в цепь переменного тока включена катушка, обладающая весьма малым омическим сопротивлением (фиг. 165,а). Синусоидальный ток i=lms\nu>t, протекающий через катушку, вызовет электродвижущую силу самоиндукции, равную 6i = -?---= - Z,/mm cos tot, dt где L - коэфициент самоиндукции катушки. ЭДС самоиндукции в любой момент времени уравновеши- вает напряжение и, приложенное к катушке со стороны источ- ника питания: и = - eL - Ц и cos , причем ток отстает по фазе от напряжения на четверть периода (-). Амплитудное значение тока при включении катушки с само- индукцией L равно / -==^"==-^" m "L х? ' Величина XL =