Северная поворотная ошибка

КИ-13 имеет следующие
ошибки:

• застой картушки;

• увлечение картушки
  жидкостью;

• девиация;

• креновая девиация;

• северная поворотная
  ошибка.

Застой картушки
– это угол, на который не доходит
картушка до магнитного меридиана при
медленном возвращении к нему. Причиной
застоя меридиана является трение оси
об опору. Застой картушки может наблюдаться
при полетах в северных широтах ввиду
малого значения горизонтальной
составляющей магнитного поля Земли
.

Увлечение картушки
жидкостью
проходит при разворотах вследствие
инерции жидкости. После прекращения
разворота жидкость еще некоторое время
по инерции продолжает вращение, что
приводит к запаздыванию прихода картушки
к меридиану. При длительных виражах
увеличение картушки может достигать
скорости виража. Время успокоения
картушки после сильного увлечения
жидкостью до 2 минут.

Девиация
– это основная методическая ошибка
КИ-13, которая возникает вследствие
воздействия на магнитную систему компаса
магнитного поля ВС. Это приводит к тому,
что магнитная система устанавливается
вдоль компасного меридиана и КИ-13
указывает компасный курс. Величина и
характер девиации зависят от магнитного
поля ВС.

Девиация ΔК
представляет собой сумму 3 составляющих:
круговой ΔК_КР,
полукруговой ΔК_п/_КР
и четвертной ΔК_ЧЕТВ:

_ΔК=
_ΔК_КР+
_ΔК_п/_КР+
_ΔК_ЧЕТВ

Круговая девиация
ΔК_КР
от курса ВС не зависит и имеет постоянную
величину. ΔК_КР
называется
установочной ошибкой.

ΔК_КР
(установочная
ошибка) компенсируется поворотом КИ-13
в месте крепления.

При развороте ВС
на 360⁰
ΔКп/_КР
два раза меняет свой знак, два раза
достигает нуля и два раза максимум, то
есть меняется по синусоидальному закону.

ΔК_п/_КР
устраняется штурманом на 4 основных
курсах 0; 90; 180; 270⁰
с помощью девиационного устройства в
нижней части компаса.

ΔК_ЧЕТВ
при развороте
ВС на 360⁰
четыре раза меняет свой знак, четыре
раза достигает максимума и четыре раза
приходит к нулю.

ΔК_ЧЕТВ
для КИ -13 не устраняется, но списывается
штурманом на 8 курсах 0; 45; 90; 135; 180; 225; 270;
315⁰
и заносится в график поправок, который
устанавливается в кабине пилотов.

Для отсчета
магнитного курса по КИ – 13 необходимо
в показания компасного курса КИ -13
внести поправку из графика установленного
в кабине пилотов.

Креновая девиация
– это разность показаний КИ-13 при
горизонтальном и наклонном положении
ВС. Креновая девиация появляется в
полете при поперечных и продольных
кренах, когда плоскость картушки имеет
угол относительно плоскости ВС. Креновая
девиация на ВС в практике не учитывается.

В горизонтальном
полете плоскость картушки КИ-13
горизонтальна и расположена в плоскости
магнитного меридиана. На магнитную
систему компаса действует только
горизонтальная составляющая
,
которая является направляющей силой
для магнитных компасов.

Вертикальная
составляющая магнитного поля Земли

перпендикулярна плоскости картушки и
никакого воздействия на магнитную
систему не оказывает. При разворотах
ВС на северных или южных курсах картушка
под действием центробежной силы вместе
с ВС отклоняется от плоскости меридиана
на угол крена. При этом магнитная система
компаса, оказываясь под воздействием
двух составляющих – горизонтальной

и вертикальной
,
устанавливается по равнодействующей
и измеряет курс с ошибкой ΔМК.
Эта ошибка носит название северной
поворотной ошибки. Величина ее особенно
велика при полетах в северных широтах,
где угол магнитного наклонения Θ
приближается к 80⁰
— 90^0. Северная
поворотная ошибка зависит не только от
угла магнитного наклонения Θ, но и от
угла крена ВС при развороте. Учитывается
северная поворотная ошибка следующим
образом. При выводе ВС из крена на
северных курсах надо не доводить ВС до
намеченного курса на величину крена
разворота, а на южных курсах, наоборот
проворачивать ВС на ту же величину
крена. На курсах 90⁰
и 270⁰ северная
поворотная ошибка равна нулю, так как
вертикальная составляющая

совпадает с плоскостью магнитного
меридиана Земли. После перехода ВС в
горизонтальный полет действие вертикальной
составляющей земного магнетизма
прекращается и показания компаса
восстанавливаются.

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #

53. Магнитный компас КИ-13

Назначение и принцип действия. Магнитный компас КИ-13 (рис. 78) предназначен для определения и выдерживания компас­ного курса самолета, а также для установки самолета в заданном направлении после разворота.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Предполетный осмотр и пользование компасом в полете. Внеш­ним осмотром необходимо убедиться, что видимых дефектов нет, т. е. крепление прибора исправно, отсутствуют наружные повреждения и подтекание жидкости из корпуса. Убедиться в заполнении компа­са жидкостью (лигроином). В заполненных жидкостью компасах не должно быть видно воздушных пузырьков. Проверить наличие графика (таблицы) четвертной девиации в кабине экипажа. Девиационное устройство прибора при осмотре должно быть опломби­ровано.

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

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

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

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

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

Свободный гироскоп обладает тремя основными свойствами:

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

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

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

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

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

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

55. Указатель поворота ЭУП-53

Назначение и принцип действия. Электрический указатель пово­рота ЭУП-53 (рис. 81) предназначен для указания поворота само­лета вокруг вертикальной оси, а также для правильного выполне­ния разворота самолета с поперечным креном до 45° при скорости полета 500 км/ч. Принцип действия указателя поворота основан на использовании свойства гироскопа с двумя степенями свободы со­вмещать ось собственного вращения с осью вынужденного вра­щения.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

в центре.

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

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

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

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

Рис. 84. Комплект авиагоризонта АГД-1

Питается авиагоризонт постоянным током бортсети напряже­нием 28,5 В, а также переменным трехфазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Проверка работоспособности авиагоризонта перед полетом. Пе­ред полетом внешним осмотром убедиться, что видимых дефектов нет. Шарик указателя скольжения должен находиться в среднем положении между отметками при положении самолета в линии го­ризонтального полета. Проверить, нет ли воздушного пузырька в наполнителе указателя скольжения. Перед включением питания рукояткой центровки шкалы тангажа необходимо совместить ин­декс поправки тангажа с нулевым делением шкалы крена.

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

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

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

Пользование авиагоризонтом в полете. За 5—6 мин до вырулива­ния на старт включить питание авиагоризонтов. После включения питания лампочки сигнализации на указателях через 15 с должны погаснуть. По истечении 1,5 мин приборы готовы к работе. При этом шкала тангажа должна показать стояночный угол самолета с точ­ностью ±1°.

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

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

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

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

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

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

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

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

Достарыңызбен бөлісу:

Статья под цифровой редакцией подготовлена: Орловым Геннадием Викторовичем (08.11.1965) — Советским выдающимся публицистом СССР — Прозаиком СССР — Историком СССР

Страна:    СССР.
Название:    КИ-13
Тип:    ?
Самолёт:   Ил-18
Создан:    ?
Завод:    ?
Отрасль:    Производство авиационной техники.

КИ-13 — Магнитный компас является автономным дублирующим измерителем компасного курса ВС. КИ-13 установлен на каркасе фонаря кабины летчиков по продольной оси ВС.

Повествование

Предназначен для определения магнитного курса полета ВС. Принцип действия основан на использовании свойств свободно подвешенного магнита, устанавливается в плоскости магнитного меридиана. Чувствительный элемент прибора состоит из двух постоянных магнитов, закрепленных в картушке.

Принцип действия основан на использовании свойств свободно подвешенного магнита, устанавливается в плоскости магнитного меридиана. Чувствительный элемент прибора состоит из двух постоянных магнитов, закрепленных в картушке. На картушке закреплена шкала, отградуированная от 0 до 360°, с оцифровкой через 30° и ценой деления 5°. Внутренняя часть компаса заполняется лигроином, что позволяет демпфировать колебания картушки и уменьшить трение. В нижней части прибора имеется девиационное устройство для устранения полукруговой девиации. Компас имеет индивидуальный подсвет шкалы.
КИ-13 работает следующим образом.

В прямолинейном горизонтальном полете картушка со шкалой с помощью двух параллельно расположенных стержней устанавливается в плоскости магнитного меридиана Земли и сохраняет относительно Земли неизменное направление. При повороте ВС относительно плоскости магнитного меридиана картушка со шкалой остаются в неизменном положении, а курсовая черта поворачивается вместе с корпусом прибора на тот же угол, что и ВС, показывая по шкале новый компасный курс.

Рис. 1. Устройство компаса КИ-13.

1 — Пробка заливного отверстия; 2 — Крышка;  3 — Компенсационная камера; 4 — Корпус; 5 — Катушка; 6 — Подпятник; 7 —  Магниты; 8 — Курсовая нить; 9 — Колонка с амортизационной пружиной; 10 — Девиационное устройство.

Устройство и работа. 

Чувствительным элементом компаса (рис. 1) является картушка 5 поплавкового типа с верти­кальным лимбом. На картушку нанесена шкала от 0 до 360°. Оцифровка через 30°, цена деления 5°. Картушка опирается на поплавок, к которому жестко крепятся два магнитных стержня 7. Наличие магнитных стержней заставляет картушку устанавливаться вдоль плоскости магнитного меридиана Земли, тем самым она сохраняет относительно Земли неизменное направление.

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

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

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

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

Ошибки магнитного компаса КИ-13. 

1. Ошибки магнитных компасов подразделяются на две группы: методические, зависящие от самого метода измерения курса самолета; инструментально-шкаловые — от качества изготовления прибора и других факторов.
2. Северная поворотная ошибка учитывается так: при выводе самолета из разворота на северных курсах надо не доводить самолет до намеченного курса на величину крена разворота, а на южных курсах, наоборот, переводить в среднем на ту же величину крена разворота.
3. Девиация компаса подразделяется на полукруговую и четвертную. Полукруговая девиация уничтожается штурманом на четырех основных румбах 0, 90, 180 и 270°. Четвертная девиация списывается на восьми румбах 0, 45, 90, 135, 180, 225, 270 и 315° и учитывается в полете по графику (таблице), который устанавливается в кабине экипажа.
4. Креновая девиация возникает при полете самолета с поперечными и продольными кренами. Наибольшего значения она достигает при продольных кренах (наборе высоты или снижении). В практике самолетовождения не учитывается.
5. Инерционная ошибка возникает при развороте самолета под действием центробежных сил, действующих на утяжеленный конец картушки, которая отклоняется от плоскости магнитного меридиана. Поэтому после выхода из разворота отсчет надо производить через 20—30 с.
6. Вибрационная ошибка возникает под влиянием вибрации самолета, воздействующей на картушку. Эту ошибку сводят к минимуму методом амортизации компаса.

Предполетный осмотр и пользование компасом в полете. 

Внешним осмотром необходимо убедиться, что видимых дефектов нет, т. е. крепление прибора исправно, отсутствуют наружные повреждения и подтекание жидкости из корпуса. Убедиться в заполнении компаса жидкостью (лигроином). В заполненных жидкостью компасах не должно быть видно воздушных пузырьков. Проверить наличие графика (таблицы) четвертной девиации в кабине экипажа. Девиационное устройство прибора при осмотре должно быть опломбировано.

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

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

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

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

Материалы

Орлов Г.В. «КИ-13 — Магнитный компас» (повествование 07.10.2022).

Источник

https://ussr-cccp.moy.su/index/aviacija_sssr/0-10

Источник: https://ussr-cccp.moy.su/index/aviacija_sssr/0-10

КИ-13

/Магнитный компас/

Назначение: Определяет магнитный курс самолета (МК), является дублирую-

щим и используется в случае отказа ГИК-1.

475]

Размещение:

Установлен на каркасе фонаря кабины пилотов, т.к. в данном месте меньшее влияние магнитных полей самолета (

Вс

).

65]

Конструкция:

Чувствительным элементом является

2

магнитных стержня (

1

), укрепленных внутри подвижной картушки (

2

). Картушка имеет

круглую шкалу, которая разградуирована

4 от 0 до 360º, цена деления 5º, оцифровка 30º.

Картушка установлена на колонке (3). Кор –

2 пус прибора (4) — пластмассовый с курсовой

чертой. В корпус заливается демпфирующая

5 жидкость (6). В нижней части прибора кре —

пится девиационное устройство (7) для уст —

ранения полукруговой девиации компаса

6 (2 продольных и 2 поперечных магнитных

валиков «С-Ю», В-З»).

3 7 1

75]

Работа:

Принцип работы компаса основан на свойстве магнитной стрелки

75] устанавливаться по направлению магнитных линий поля земли. Таким

образом, при разворотах самолета картушка с магнитными стержнями остается неподвижно относительно поверхности земли, а вместе с самолетом поворачиваются корпус прибора и курсовая черта, против которой по шкале отсчитывается МК.

Ошибки 1. Методические – они связаны с тем, что картушка устанавливается

и их учет: неточно по направлению силовых линий, а отклоняется на некото-

рый угол, называемый девиацией (ΔК). Различают:

1) Полукруговую – она возникает в результате

Вз Вр действия постоянных магнитных полей

ΔК самолета (Вс) на магнитные сердечники ком —

паса. Эту ошибку устраняют с помощью

Вс девиационного устройства, которое своим

магнитным полем (Вд.у.) компенсирует

магнитное поле самолета (Вс).

Вд.у.

2) Четвертную – она возникает в результате действия переменных магнитных полей самолета. Эту ошибку не устраняют, а списывают в график девиации.

3) Кроме девиации различают методические ошибки, возникающие при различных эволюциях самолета – это а) северная поворотная ошибка, б) инерционная ошибка, в) креновая девиация. Для устранения таких ошибок пилот должен снимать показания в установившемся горизонтальном полете (ГП).

2. Инструментальные – связаны с несовершенством конструкции прибора – это а)колебания картушки вследствие вибрации, б) трение в подпятнике, в) увлечение картушки жидкостью, г) неточность градуировки шкалы. Для учета этих ошибок устанавливают максимально допустимую инструментально-шкаловую погрешность + 2,5º.

Эксплуатация: /РЛЭ стр. 183/

Компасом КИ-13 пользуются в полете в случае отказа ГИК-1.

Пилоту необходимо помнить, что при включении фар показания КИ-13 изменяются до 17º. При включении обогрева стекол фонаря разница в показаниях КИ-13 может дойти до 70º.

При отсчете показаний КИ-13 необходимо выключить питание фар и обогрева стекол фонаря. После разворотов снимать показания можно через 17 — 20 сек.