This is an HTML version of an attachment to the Freedom of Information request 'AP3456 RAF Manual'.



AP3456 – 5-1 - Introduction to Barometric Height Measurement 
CHAPTER 1 - INTRODUCTION TO BAROMETRIC HEIGHT MEASUREMENT 
Introduction 
1. 
The atmospheric pressure at a point on the Earth’s surface is equivalent to the weight of the whole 
column of air standing on the area of that point.  As distance increases from the Earth, the weight of the 
air above will be less, therefore atmospheric pressure decreases (Fig 1).  Pressure altimeters operate on 
this principle, and indicate aircraft height relative to a selected pressure datum.  Pressure altimeters are, 
in  fact,  aneroid  barometers  graduated  to  indicate  height  rather  than  pressure.    In  order  for  such  an 
instrument  to  be  calibrated,  certain  assumptions  must  be  made  concerning  the  manner  in  which  air 
pressure decreases with height and this has given rise to a number of model atmospheres. 
2. 
Units of Measurement.  The units used in pressure measurement are: 
a.  Hectopascal.  The hectopascal (hPa) is the unit of measurement of pressure in common use.  
At mean sea level (MSL), the atmospheric pressure is of the order of 1,000 hPa; at 50,000 ft it is 
of the order of 100 hPa. 
b.  Inches  of  Mercury.    Some  countries  (notably  the  USA),  measure  pressure  in  inches  of 
mercury (Hg).  At MSL, atmospheric pressure is about 30 inches Hg. 
c.  Millibar.   Although the hPa is now in common usage, the millibar (mb) is still used by many 
aircrew.  The hPa and the mb have equivalent values and so can be considered to be identical for 
all practical purposes. 
Both the hPa and the mb will be found in AP3456, but references to the mb will be gradually replaced 
by the hPa as chapters are routinely checked and amended. 
5-1 Fig 1 Decrease in Atmospheric Pressure with Height 
Limit of Atmosphere
Column 
Weight of air in upper 
of Air
portion of column 
applies at height
Weight of air 
in whole column 
applies at surface
Revised Mar 12 
 
Page 1 of 4 

AP3456 – 5-1 - Introduction to Barometric Height Measurement 
The Atmosphere 
3. 
The atmosphere is described in detail in Volume 1, Chapter 1.  It is a relatively thin layer of gases 
surrounding  the  Earth,  becoming  more  diffuse  with  increasing  height.    Water  vapour  is  present  in 
variable amounts, particularly near the surface. 
4. 
The  atmosphere  can  be  divided  into  a  number  of  layers,  each  with  a  tendency  to  a  particular 
temperature distribution.  The names, heights and characteristics of these layers may vary according to 
which standard atmosphere is being defined.  However, in all cases the lower layer, the troposphere, is 
characterized  by  a  fairly  regular  decrease  of  temperature  with  height.    The  upper  limit  of  the 
troposphere is named the 'tropopause'.  The height of the tropopause varies with latitude, season and 
weather.    In  general,  it  is  lowest  at  the  Earth’s  poles  (around  25,000 ft)  and  highest  over  equatorial 
regions  (up  to  54,000 ft).    The  layer  above  the tropopause is known as the stratosphere.  Within this 
layer,  the  temperature  is  assumed  to  remain  more  or  less  constant,  although,  in  reality,  there  is  a 
noticeable  increase  near  the  top  of  the  layer.    The  upper  boundary  of  the  stratosphere  is  called  the 
'stratopause', the height of which varies depending on which definition is being employed, but can be 
taken to be about 30 miles (166,000 ft). 
5. 
Pressure  Lapse  Rate.    As  height  increases,  pressure  decreases.    However,  this  decrease  is  not 
proportional to the increase in height because the density of air varies with height.  It is possible to deduce an 
expression for the pressure lapse rate at a constant temperature and thus establish a relationship between 
pressure and height.  A practical approximation for the lower levels of the atmosphere, close to sea level, is 
that a decrease in pressure of one hPa equates to an increase in height of 30 feet. 
6. 
Temperature  Lapse  Rate.    Temperature  varies  with  height  in  a  complex  manner.    The 
temperature  lapse  rate  depends  on  the  humidity  of  the  air,  and  is  itself  a  function  of  height.    This 
variation  greatly  affects  the  relationship  between  pressure  and  height.    To  calibrate  an  altimeter  to 
indicate barometric height it is necessary to make some assumptions as to the temperature structure 
of  the  atmosphere.    The  relationship  can  be  expressed  in  mathematical  form  for  each  of  the  various 
layers of the atmosphere and the instrument can then be calibrated accordingly. 
7. 
Height Assumptions.  The correlation between indicated barometric altitude and actual altitude is 
poor because of: 
a.  Variations in conditions of temperature and pressure. 
b.  The assumptions used in altimeter calibration. 
c.  Real errors induced by the instrument itself. 
A  barometrically  derived  height  must  therefore  be  used  with  extreme  caution  as  a  basis  for  terrain 
clearance.  However, provided that all aircraft use the same datum (and the same assumptions in the 
calibration of their altimeters), safe vertical separation between aircraft can be achieved. 
Standard Atmospheres 
8. 
A  standard  atmosphere  is  an  arbitrary  statement  of  conditions  which  is  accepted  as  a  basis  for 
comparison  of  aircraft  performance  and  calibration  of  aircraft  flight  instruments.    Because  of  the 
extreme  variability  of  conditions  in  the  atmosphere,  the  standard  can  only  represent  the  average 
conditions over a limited area of the globe.  Most standards so far adopted are related primarily to the 
mean atmospheric conditions in temperate latitudes of the northern hemisphere. 
Revised Mar 12 
 
Page 2 of 4 

AP3456 – 5-1 - Introduction to Barometric Height Measurement 
9. 
The  first  widely  accepted  standard  was  proposed  by  the  International  Commission  on  Air 
Navigation  (ICAN)  in  1924.    Between  1950  and  1952  the  International  Civil  Aviation  Organization 
(ICAO)  proposed  and  adopted  another  standard  which  varied  only  slightly  from  the  ICAN  model.  
Equations  were  formulated  for  determining  height  from  barometric  pressure  which  were  valid  up  to 
65,617  ft.    The  ICAO  standard  atmosphere  is  taken  as  the  International  Standard  Atmosphere  (ISA) 
and the assumed characteristics are: 
a.  The air is dry and its chemical composition is the same at all altitudes. 
b.  The value of g is constant at 980.665 cm/sec2. 
c.  The temperature and pressure at mean sea level are 15 ºC and 1013.25 hPa, respectively. 
d.  The  temperature  lapse  rate  is  1.98  ºC  per  1,000  ft  up  to a height of 36,090 ft above which 
the temperature is assumed to remain constant at –56.5 ºC. 
10.  A number of other standard atmospheres have been formulated, mainly in response to the need to 
extend the height limit of the model beyond 65,617 ft to accommodate the requirements of missiles and 
certain  high  performance  aircraft.    The  assumptions  of  these  models  are  very  similar  to  the  ICAO 
standard  and  the  differences  in  the  relation  of  height  to  pressure  are  minimal  in  the  lower  altitudes.  
However,  in  the  stratosphere  and  beyond,  heights,  lapse  rates  and  layer  names  differ  markedly.    A 
comparison  of  Fig  2,  which  depicts  the  Wright  Air  Development  Centre  (WADC)  Standard  Atmosphere 
with Fig 1 in Volume 1, Chapter 1 will reveal some of the differences. 
Revised Mar 12 
 
Page 3 of 4 

AP3456 – 5-1 - Introduction to Barometric Height Measurement 
5-1 Fig 2 WADC Standard Atmosphere 
Upper Limit of Wright Air Development
Centre Atmosphere 140,000 ft
135
1.97 hPa
+22.473°
re
e
h
125
p
s
o
8.242 hPa
m
e
115
h
C
Stratopause 104,987 ft (32 km)
105
95
85
–56.5°
0
0
0
1
75
t
54.26 hPa
e
e
re
F
Upper Limit of ICAO ISA - 65,617 ft (20 km)
e
h
in
65
p
s
e
d
to
tra
ltitu
55
S
A
45
226.65 hPa
Tropopause 36,090 ft (11 km)
35
Relative
P
D
25
re
e
s
n
T
s
s
e
u
i
re
m
r
ty
e
e
pe
h
ra
p
tu
15
s
re
o
p
ro
T
5
+15°
Temp Deg C
–50
–40 –30 –20 –10
0
10
20
30
Pressure hPa
200
400
600
800
1000
Relative Density %
20
40
60
80
100
Revised Mar 12 
 
Page 4 of 4 

AP3456 - 5-2 - Altimeters 
CHAPTER 2 - ALTIMETERS 
PRINCIPLE OF OPERATION 
The Simple Altimeter 
1. 
Air  pressure  is  linked  to  height  and  this  relationship  is  exploited  by  altimeters,  which  measure 
pressure but display height.
2. 
Fig  1  is  a  schematic  diagram  showing  the  main  components  of  a  basic,  or  'simple'  altimeter.  
Changes  in  air  pressure  are  detected  by  an  aneroid  capsule  (constructed  from  thin,  corrugated  metal) 
which is sealed and partially evacuated, and mounted inside a case.  The case is fed with static pressure 
from the aircraft’s static tube or vents.  As the aircraft climbs, the static pressure in the case will reduce, 
and the aneroid capsule will expand, assisted by a leaf spring.  The linear movement of the capsule face 
is  magnified  and  transmitted,  via  a  system  of  gears  and  linkages,  to  a  pointer  moving  over  a  scale 
(graduated in feet according to one of the standard atmospheres).  Conversely, as the aircraft descends, 
the static pressure increases, and the capsule is compressed.  An equilibrium is maintained between the 
pressure of the atmosphere on the face of the capsule and the tension of the spring. 
5-2 Fig 1  Simple Altimeter – Schematic 
3. 
A simple altimeter will normally be calibrated according to the International Standard Atmosphere (ISA), 
and will, therefore, normally be set to indicate height above the 1013.25 mb pressure level.  The dial setting 
knob allows the indicator needle to be moved away from the normal datum.  Thus, for example, before take-
off, the altimeter could be set to read airfield elevation, so that it will thereafter indicate height above mean 
sea-level  (providing  that  the  prevailing  sea-level  pressure  does  not  change).    Alternatively,  by  setting  zero 
feet  before  take-off,  the  altimeter  will  indicate  height  above  the  airfield  (again,  assuming  constant  surface 
pressure). 
Sensitive Altimeters 
4. 
The 'sensitive' altimeter is designed for more accurate height measurement than the simple altimeter, 
although the principle of operation is the same.  The single capsule is replaced by two or more capsules to 
Revised Oct 11   
Page 1 of 7 

AP3456 - 5-2 - Altimeters 
give greater sensitivity for small changes in pressure.  Multiple pointers are provided, typically one rotating 
every 1,000 ft, another every 10,000 ft and possibly a third every 100,000 ft. 
5. 
A sensitive altimeter has a millibar scale, adjusted by means of the setting knob, allowing the user to 
set  whatever  datum  pressure  is  desired.    Thus,  if  airfield  level  pressure  (QFE)  is  set,  the  altimeter  will 
read zero on the runway, and height above the airfield once airborne.  If sea-level pressure (QNH) is set, 
the altimeter  will  indicate height above sea-level.  The millibar setting can be altered in the air to reflect 
changes of pressure with time, location or required datum level. 
6. 
Limitation.    The  chief  limitation  of  the  directly  operated  capsule  altimeter  is  its  increasing 
inaccuracy and lack of sensitivity with increasing height above approximately 60,000 ft.  At these 
altitudes,  the  change  in  height  for  a  given  pressure  change  is  very  much  greater  than  at  ground 
level.  For example, a change of pressure of 1 mb at sea-level equates to only 30 ft, whereas at 
60,000  ft  a  similar pressure change relates to a height change of 325 ft.  Thus small changes in 
pressure,  which  can  represent  significant  changes  in  height,  have  to  overcome  inertia  in  the 
mechanical  linkages  and  therefore  tend  to  cause  the  altimeter  to  lag  significantly  behind  the 
aircraft’s true change of height. 
Servo-assisted Altimeters 
7. 
The  servo-assisted  altimeter  is  designed  to  relieve  the  capsule  of  the  work  required  to  drive  the 
mechanical linkage.  Changes of barometric pressure are still sensed by the contraction or expansion 
of evacuated capsules, but the mechanical transmission is replaced by a position control servo system.  
The  movement  of  the  capsule  is  now  transferred  to  the  pointers  by  means  of  amplified  electrical 
signals.  This results in increased accuracy and sensitivity. 
5-2 Fig 2 Servo-assisted Altimeter – Display 
mb
Setting
mb
Knob
Scale
8. 
The  servo  drive  can  also  be  used  to  transmit  altitude  information  to  remote  displays  and  to  other 
systems,  e.g.  IFF/SSR.    In  current  servo  altimeters,  the  multiple  needle  display  is  replaced  by  a  digital 
display, with an auxiliary pointer moving over a scale graduated in 50 ft increments from 0 to 1,000 ft (Fig 2). 
Cabin Altimeters 
9. 
Cabin altimeters indicate cabin pressure in terms of altitude and are normally of the simple type, 
having one pointer moving over a scale graduated in tens of thousands of feet.  The static pressure is 
Revised Oct 11   
Page 2 of 7 

AP3456 - 5-2 - Altimeters 
a  sample  from  cabin  pressure  and  any  change  causes  the  capsules  to  expand  or  contract  in  the 
normal  way.    They  do  not  usually  have  error  compensating  devices,  although  they  may  be 
compensated  to  allow  for  fluctuations  in  cabin  temperature.    As  with  all  pressure  altimeters,  cabin 
altimeters suffer from errors (see para 10), but at cabin altitudes below 30,000 ft the instrument should 
be accurate to better than ±500 ft. 
ERRORS OF THE PRESSURE ALTIMETER 
10.  Pressure  altimeters  are  subject  to  errors  which  may  be  considered  under  two  categories; 
instrument  and  installation  errors,  and  errors  caused  by  non-standard  atmospheric  conditions.    In 
addition, they can incur errors through blockages and leaks. 
Instrument and Installation Errors
11.  Instrument  Error.    Instrument  error  is  caused  by  small  irregularities  in  the  mechanism  during 
manufacture.  Certain instrument tolerances have to be accepted.  Any residual error will be noted on a 
correction card, but is usually insignificant. 
12.  Pressure Error.  Pressure error only applies when the aircraft is moving or airborne and occurs when 
the true external static pressure is not accurately supplied to the altimeter.  A false static pressure can be 
created by the effect of the airflow passing over the static vent.  Although the error is generally negligible at 
low  speeds  and  altitudes,  it  can  become  significant  at  high  speeds,  during  flight  manoeuvres,  or  when 
services such as flaps, airbrakes, or gear are operated.  Avoidance or reduction of the effect is accomplished 
by careful design and location of the static probe or vent.  Residual error is calibrated for each aircraft type 
and  detailed  in  the  Aircrew  Manual  or  ODM,  or  automatically  removed  in  an  air  data  computer  (ADC)  or 
pressure error corrector unit (PECU).  At high speeds, near Mach 1, if a shock wave passes over the static 
source, a rapid change in static pressure will occur.  This gives an error in the altimeter indication (known as 
'Transonic Jump') for the duration of the disturbance. 
13.  Lag Error.  Since the response of the capsule and linkage is not instantaneous, the altimeter pointer 
lags  whenever  height is changed rapidly causing an under-read on climbs and an over-read on descents.  
The  latter  situation  could  be  dangerous  and  should  be  allowed  for  in  rapid  descents.    The  amount  of  lag 
varies with the rate of change of height.  Lag error is virtually eliminated in servo-assisted altimeters and 
may be reduced in others by the fitting of a vibration mechanism. 
14.  Hysteresis  Loss.    A  capsule  under  stress  exhibits  an  imperfect  elastic  response.    The  capsule 
will have a different deflection for a given pressure change according to whether height is increasing or 
decreasing.  This effect is difficult to predict, and is most noticeable after sharp climbs or descents. 
Errors due to Non-standard Atmospheric Conditions 
15.  Variations from ISA conditions may be brought about by the development of weather systems, and 
local geographic effects.  Errors can also result if an incorrect millibar datum is set by the operator. 
16.  Barometric  Error.    Barometric  error  occurs  when  the  actual  datum  pressure  differs  from  that  to 
which the altimeter has been set.  Fig 3 illustrates the effect of this error on an aircraft flying at a constant 
indicated altitude, from an area of high pressure to one of low pressure.  In this example, the aircraft flies 
from Point A where the MSL pressure is 1030 mb, to Point B where the MSL pressure is 1010 mb.  The 
1030 mb setting is retained on the altimeter, and the aircraft is flown at 3,000 ft indicated.  As the MSL 
Revised Oct 11   
Page 3 of 7 

AP3456 - 5-2 - Altimeters 
pressure decreases, the effective level of the pressure datum (1030 mb in Fig 3) becomes progressively 
lower.  As a result, after a period of flight, the altimeter reads high.  Conversely, if the flight was from an 
area of low pressure to one of high pressure the altimeter would read low if not corrected.  In summary, 
from  HIGH  to  LOW  the  altimeter  reads  HIGH,  and  from  LOW  to  HIGH  the  altimeter  reads  LOW.  
Barometric error is overcome by changing the millibar scale, as appropriate, for the region of operation. 
5-2 Fig 3 Effect of Barometric Error 
0
9
1
8
2
Altimeter Sub-scale remains set at 1030 mb 
3,000 ft
0
7
3
9
1
6
4
8
2
0
5
9
600 ft
1
7
3
8
2
5 4
7
3
6 5 4
2,000 ft
2,400 ft
1,000 ft
3,000 ft
Point A
Point B
MSL
High Pressure 1030 mb
Low Pressure 1010 mb
Effective Level of 1030 mb
17.  Temperature Error.  Temperature error arises when the atmospheric conditions differ from those 
assumed  by  the  standard  atmosphere  used  to  calibrate  the  altimeter.    ISA  assumes  a  temperature 
lapse rate of 1.98 ºC per 1,000 ft up to 36,090 ft, with a constant temperature of –56.5 ºC above that.  
If  the  actual  temperatures  differ  from  the  assumed  ones,  as  they  very  often  do,  then  the  indicated 
height  will  be  incorrect.    In  a  cold  air  mass,  the  air  density  is  greater  than  in  a  warm  air  mass,  the 
pressure levels are more closely spaced and the altimeter will over-read (Fig 4) - the error being zero 
at sea-level and increasing with altitude.  The error is not easy to compensate for, since in order to do 
so  it  would  be  necessary  to  have  a  knowledge  of  the  temperature  structure  from  the  surface  to  the 
aircraft.  The magnitude of the error is approximately 4 ft/1,000 ft for each 1 ºC of difference from ISA.  
Corrections can be made for low altitudes by use of the table in the Flight Information Handbook and 
this may be necessary, for example, when calculating decision heights in arctic conditions.  The table 
is  reproduced  in  Fig  5  to  give  an  indication  of  the  magnitude  of  the  error.    The  Terminal  Approach 
Procedure (TAP) used for the example is shown at Fig 6. 
Revised Oct 11   
Page 4 of 7 

AP3456 - 5-2 - Altimeters 
5-2 Fig 4 Effect of Temperature Error 
0
Altimeter
9
1
8
2
Correct
7
3
Altimeter
6 5 4
Over-reads
0
9
1
8
2
Indicated Altitude
920mb Level
7
3
6 5 4
True Height
3000ft
1020 mb
1020 mb
Cold Air
Standard Air
18.  Orographic Effect.  When a current of air meets a barrier of hills or mountains there is a tendency, 
often marked, for much of the air to sweep round the ends of the barrier, so avoiding the ascent.  This 
gives  rise  to  areas  of  low  pressure  to  the  lee  of  the  barrier.    The  altimeter  readings  will  therefore  be 
affected  due  to  barometric  error  as  described  in  para  16.    Additionally,  if  standing  waves  are  present 
above  the  barrier,  the  rising  or  descending  air  in  the  wave  will  change  temperature  at  very  nearly  the 
normal  adiabatic  lapse  rate.    The  temperature  profile  in  the  affected  area  may  then  be  significantly 
different  from  the  unaffected  airmass,  thereby  inducing  temperature  errors  (as  described  in  para  17)  in 
altimeter readings. 
Blockages and Leaks 
19.  Blockages and leaks are not common occurrences.  Blockages may occur if water in the pipework 
freezes,  or  there  are  obstructions  such  as  insects.    A  slight  obstruction  may  increase  altimeter  lag.    A 
complete blockage will cause the pressure in the instrument case to remain constant, and the altimeter 
will then continue to register the height indicated when the blockage occurred.  The effect of leaks varies 
with the size and location of the leak; leaks in pressurized compartments cause under-reading. 
5-2 Fig 5 Altimeter Temperature Error Correction 
Aerodrome 
HEIGHT ABOVE TOUCHDOWN OR HEIGHT ABOVE AERODROME IN FEET 
Aerodrome 
Temperature
ISA Deviation OC
200 
300 
400 
500 
600 
700 
800 
900 
1000 
1500 
2000 
3000 
4000 
5000 
6000 
(Sea level A/Ds) OC

−15 
20 
20 
20 
40 
40 
40 
40 
60 
60 
100 
120 
180 
240 
300 
360 
−10 
−25 
20 
40 
40 
60 
60 
80 
80 
100 
100 
160 
200 
300 
400 
500 
600 
−20 
−35 
20 
40 
60 
80 
80 
100 
120 
120 
140 
220 
280 
420 
560 
700 
840 
−30 
−45 
40 
60 
80 
100 
100 
120 
140 
160 
180 
280 
360 
540 
720 
900 
1080 
−40 
−55 
40 
60 
80 
100 
140 
160 
180 
200 
220 
340 
440 
660 
880 
1100 
1320 
−50 
−65 
60 
80 
100 
140 
160 
180 
200 
240 
260 
400 
520 
780 
1040 
1300 
1560 
20.  Pressure  altimeters  are  calibrated  to  ISA  conditions.    Any  deviation  from  ISA  will  result  in  error 
proportional to ISA deviation and the height of the aircraft above the aerodrome pressure datum.  The 
error is approximately 4ft/1000ft per °C of difference.  When temperature is LESS than ISA an aircraft 
will  be  LOWER  than  the  altimeter  reading.    Table  values  should  be  ADDED  to  published/calculated 
altitudes or heights. 
Revised Oct 11   
Page 5 of 7 

AP3456 - 5-2 - Altimeters 
21.  The error corrections in the table are properly a function of deviation from ISA, but for simplicity 
the aerodrome temperature may safely be used for aerodromes up to 1000 ft above sea level.  (This 
will include virtually all UK aerodromes).  At higher aerodromes the ISA deviation should be used.  The 
temperature at ISA is +15 °C minus 2 °C per 1000 ft above sea level.  The ISA deviation is the ambient 
temperature minus the temperature at ISA.  (e.g. an airfield 2,500 ft above sea level at –30 ºC has ISA 
deviation of –30 – (+10) = – 40). 
WHEN TO APPLY CORRECTIONS 
22.  When the aerodrome temperature is 0 °C or colder, temperature error correction must be added to: 
a. DH/DA or MDH/MDA and step down fixes inside the FAF. 
b.  ALL  low  altitude  approach  procedure  altitudes  in  mountainous  regions  (defined  as  terrain  of 
3000 ft amsl or higher). 
23.  When pilots intend to apply corrections to the FAF crossing altitude, procedure turn or missed 
approach altitude, they must advise ATC of their intention and the correction to be applied. 
24.  Pilots  may  refuse  IFR  assigned  altitudes  if  altimeter  temperature  error  will  reduce  obstacle 
clearance  below  acceptable  minima.    However,  once  an  assigned  altitude  has  been  accepted,  it 
must not subsequently be adjusted to compensate for temperature error. 
MINIMUM SECTOR ALTITUDE (MSA) 
25.  When  the  aerodrome  temperature  is  –30  °C  or  colder,  add  1000ft  to  the  MSA  to  ensure 
obstacle clearance. 
EXAMPLE 
26.  SOMEWHERE;  ILS/DME Rwy 29;  TDZE/THR Elev 220;  Surface Temp –30 °C. 
Published Altitude 
HAT 
Add 
Altitude to Fly 
MSA 
6700ft 
N/A 
1000ft 
7700ft 
NDB Mnm Hold 
6500ft 
6280ft 
1140ft 
7640ft 
Turn Inbound 
6200ft 
5980ft 
1080ft 
7280ft 
NDB Inbound 
5000ft 
4780ft 
860ft 
5860ft 
OM Inbound 
2680ft 
2460ft 
450ft 
3130ft 
DA/DH 
820ft 
600ft 
100ft 
920ft 
Revised Oct 11   
Page 6 of 7 



AP3456 - 5-2 - Altimeters 
5-2 Fig 6 TAP for Temperature Error Correction Example in Fig 5 
Revised Oct 11   
Page 7 of 7 

AP3456 – 5-3 - Radar Altimeters 
CHAPTER 3 - RADAR ALTIMETERS 
Introduction 
1. 
Barometric altimeters provide a standard datum for the safe vertical navigation and separation of 
aircraft;  their  limitations  and  errors  are  considered  in  Volume  5,  Chapter  1.    However,  the  nature  of 
certain  air  operations  (such  as  low  level  flying  over  the  desert  or  sea)  determines  the  need  for  an 
indication  of  actual  surface  clearance  and  proximity  warning,  and  additionally,  many  on-board 
computing  system  require  an  accurate  input  of  the instantaneous vertical distance of an aircraft from 
the Earth’s surface.  These include systems for: 
a. 
Terrain following. 
b. 
Weapon aiming. 
c. 
Navigation. 
d. 
Helicopter automatic transitions to and from the hover. 
2. 
Pulsed radar altimeters are range finding radar devices mounted to point downwards and measure 
the distance to the ground directly below the aircraft.  Early systems had limited value because minimum 
range,  determined  by  pulse  width,  was  too  great  for  very  low  level  use.    However,  developed,  modern 
systems can now be used down to zero feet with an accuracy of ±1.5 ft. 
Pulse Radar Altimeter 
3. 
Radar  altimeters  use  conventional  pulse  radar  techniques.    The  time  taken  for  a  short  pulse  to 
travel  to  the  ground  and  back  is  measured  and  displayed  on  an  indicator.    The  display  time  base  is 
synchronized with the transmitter pulse.  From the block diagram, at Fig 1 it can be seen that the main 
difference from a 'conventional' range finding system is that two aerials are used, one for transmission 
and  one  for  reception.    Due  to  the  very  small  ranges  that  have  to  be  measured,  very  narrow  short 
duration pulses are transmitted at a typical frequency of 4.3 GHz. 
5-3 Fig 1 Block Diagram of a Typical Radar Altimeter Installation 
Height
Indicator
Range
Computer
Track
T
Video
0
PTT
TX
RX
Chain
Chain
Æ
Æ
Ground
Revised Jun 10   
Page 1 of 3 

AP3456 – 5-3 - Radar Altimeters 
4. 
Indicator.  A typical height indicator is a remote position control (RPC) servo, fed with the height 
voltage from the range computer.  A manual index bug sets contacts which are operated by a cam on 
the  pointer  shaft.    When  the  pointer  indicates  a  height  less  than  that  set  by  the  index,  a  low-level 
warning  lamp  lights,  and  the  contacts  can  also  operate  an  audio  warning  tone.    A  yellow  striped 
electromagnetic  flag  indicates  power  off  or  failure,  or  signal  unlocked  condition  but  is  removed  or 
shows black when the instrument is functioning correctly.  Some instruments have a NO TRACK flag to 
show when they are unlocked or heights are unreliable.  Two types of indicator are available, 0 to 5,000 
feet or 0 to 1,000 feet depending on role. 
5. 
Aerials.    The  aerials  are  usually  identical,  suppressed,  and  mounted  flush  with  the  aircraft  skin.  
They  are  so  positioned  that  the  receiving  aerial  cannot  acquire  signals  directly  from  the  transmitting 
aerial, which would result in a permanent zero indication. 
6. 
Power Supply.  Depending upon system type, power is switched either from a remote RAD ALT 
ON/OFF switch or by an OFF/SET/PUSH-TO-TEST switch on the face of the instrument.  In all cases, 
a short period of warming up is required before the system will record heights. 
Principle of Operation 
7. 
Radar Altimeters have three principal components: 
a. 
Transmitter Chain.  The transmitter (TX) chain produces pulses of RF energy.  A low power 
time-zero  (To)  pulse  is  also  produced  to  trigger  the  range  computer  at  the  exact  instant  the 
transmitter fires. 
b. 
Receiver Chain.  The receiver chain (RX) amplifies the returned echo and passes the video 
pulse to the range computer. 
c. 
Range  Computer.    The  range  computer  measures  the  time  interval  between  the  To  pulse 
and the video pulse and produces a DC voltage proportional to the time interval.  The track line is 
energized  when  the  circuits  'lock-on'  to  and  track  a  received  signal,  removing  the  POWER-
OFF/NO TRACK flag from view. 
8. 
The range computer has three states of operation: 
a. 
Search.    This  is  the  state  of  operation  if  signals  are  not  present  or  are  too  weak.    The 
computer  searches  over  the  range  of  voltages  from  a  minimum,  equivalent  to  0  feet,  to  a 
maximum,  equivalent  to  1,000  or  5,000  feet  (depending  upon  type),  4  times  per  second.    The 
indicator shows the NO TRACK or yellow striped POWER OFF flag. 
b. 
Lock/Follow
(1)  When a returning signal is detected and tracked for a pre-determined period the system 
'locks-on', producing an output voltage proportional to the height. 
(2)  This internal voltage is fed to the indicator which causes the pointer to move to the correct 
height.  The track line is energized and pulls the POWER-OFF/NO TRACK flag out of view. 
(3)  The tracking circuits can maintain lock with vertical range changes of up to 2,000 ft/sec. 
Revised Jun 10   
Page 2 of 3 

AP3456 – 5-3 - Radar Altimeters 
c. 
Memory
(1)  If the signal is lost, the circuitry is prevented from reverting to search for approximately 
0.2 seconds.  If signals are detected during this time, the indicator is unaffected. 
(2)  If  signals  are  not  detected,  the  range  computer  goes  into  its  search  condition,  but  the 
indicator display is held steady for a further 1.0 seconds. 
(3)  If  lock  is  not  obtained  within  this  period,  the  track  line  will  be  de-energized  and  the 
indicator will show the NO TRACK or POWER OFF flag. 
Self Test 
9. 
The  aircrew,  or  the  maintenance  crew,  can  check  the  operation  of  the  equipment,  with  the 
exception  of  the  aerials  and  their  cables,  by  means  of  the  PUSH-TO-TEST  (PTT)  button.    Detailed 
instructions for testing the equipment are contained in the relevant Aircrew Manuals. 
Revised Jun 10   
Page 3 of 3 


AP3456 – 5-4 - Vertical Speed Indicators 
CHAPTER 4 - VERTICAL SPEED INDICATORS 
Introduction 
1. 
A vertical speed indicator (VSI), also known as a rate of climb and descent indicator (RCDI), is a 
sensitive differential pressure gauge, which displays a rate of change of atmospheric pressure in terms 
of a rate of climb or descent. 
Principle 
2. 
The principle employed is that of measuring the difference of pressure between two chambers, one 
within  the  other.    Static  atmospheric  pressure  is  fed  directly  to  the  inner  chamber  (an  aneroid  capsule) 
and through a metering unit to the outer chamber, which forms the instrument case.  The metering unit 
restricts  the  flow  of  air  into  and  out  of  the  case,  whereas  the  flow  to  the  inside  of  the  capsule  is 
unrestricted.  Therefore, if the static pressure varies due to changing altitude, the pressure change in the 
case  lags  behind  that  in  the  capsule.    The  resultant  differential  pressure  distorts  the  capsule  and  this 
movement  is  magnified  and  transmitted  to  the  pointer  by  means  of  a  mechanical  linkage.    The 
construction of a VSI is shown schematically in Fig 1 and a typical display is illustrated in Fig 2. 
5-4 Fig 1 VSI - Schematic Construction 
Revised May 10 
Page 1 of 3 

AP3456 – 5-4 - Vertical Speed Indicators 
5-4 Fig 2 VSI - Typical Display 
2
1
.5
FT/MIN
4
0
6
.5
x1000
4
1 2
Adjustment Screw
3. 
It  is  important  that  any  given  pressure  difference  between  the  inside  and  outside  of  the  capsule 
should  represent  the same rate of climb or descent, regardless of the ambient atmospheric pressure 
and  temperature  variations  with  altitude.    The  function  of  the  metering  unit,  in  the  manner  in  which it 
restricts the flow into the case, is to compensate for these changes in ambient conditions. 
4. 
In level flight, the pressure inside the capsule and the case are the same, and the pointer remains 
at  the  zero  (horizontal)  position.    When  the  aircraft  climbs,  the  static  pressure  decreases  and  the 
capsule collapses slightly, causing the pointer to move upwards to indicate a rate of climb.  The fall in 
pressure  in  the  case  lags  behind  that  in  the  capsule  until  level  flight  is  resumed  and  the  pressures 
equalize.  In a descent, the increase in pressure in the case lags behind the increase in static pressure 
in the capsule, and the capsule is expanded, causing the pointer to move downwards. 
Errors 
5. 
The VSI can suffer from the following errors: 
a.  Instrument  Error.    Instrument  error  is  the  result  of  manufacturing  tolerances  and  is  usually 
insignificant.  Before flight, pilots should ensure that the pointer reads zero, or is within permissible 
limits.  With some VSIs, the zero setting can be adjusted by means of a screw on the face of the 
instrument. 
b.  Pressure  Error.    If  the  static  head  or  vent  is  subject  to  disturbed  airflow,  the  static  pressure 
may  be  in  error,  and  the  VSI  will  briefly  indicate  a  wrong  rate  of  climb  or  descent.    These 
disturbances may be due to: 
(1) 
Accelerations (such as take-off or missed approach) or decelerations. 
(2) 
Change of aircraft configuration. 
(3) 
Movement  of  a  shock  wave  over  the  static  vents  (resulting  erroneous  indications are 
referred to as Transonic Jump). 
c.  Lag Error.  When an aircraft begins a climb or descent, the instrument will indicate the change in 
pitch,  but  there  is  few  seconds  delay  before  the  pointer  settles  at  the  appropriate  rate  of  climb  or 
descent.  This delay is known as 'lag' and is caused by the time required for the pressure difference 
to develop.  A similar delay occurs before the pointer indicates zero when the aircraft is levelled. 
Revised May 10 
Page 2 of 3 

AP3456 – 5-4 - Vertical Speed Indicators 
6. 
Static Line Blockage.  If the static line or vent becomes blocked by ice (or any other obstruction), 
the VSI will be rendered unserviceable and the pointer will remain at zero regardless of the vertical speed. 
Instantaneous Vertical Speed Indicator 
7. 
The Instantaneous Vertical Speed Indicator (IVSI), also sometimes referred to as the Inertia Lead 
VSI,  was  developed  to  overcome  the  initial  lag  error  (described  in  sub-para  5c)  when  a  climb  or 
descent  is  started.    The  IVSI  is  similar  in  operation  to  the  VSI,  except  that  two  accelerometer  units, 
working  in  opposite  directions,  are  added  to  the  linkage  between  the  capsule  and  the  pointer.    The 
accelerometer  units  rely  upon  inertial  mass,  which  is moved with a change in vertical speed in either 
direction.  At the initiation of a climb or descent, inertia now causes the appropriate accelerometer to 
produce an immediate response, which is transmitted to the pointer on the instrument face, well before 
any  static  pressure  differential  has  been  established.    After  a  few  seconds,  the  effect  of  the 
accelerometer  response  dies  away,  but,  by  this  time,  the  static  pressure  change  will  have  become 
effective  in  the  normal  way.    Thus,  within  the  IVSI,  initial  lag  error  is  virtually  eliminated.    However, 
because  the  accelerometers  are  not  vertically  stabilized,  some  error  is produced during turns, and at 
large angles of bank (in excess of 40º), the IVSI is unreliable. 
Revised May 10 
Page 3 of 3 

AP3456 – 5-5 - Air Speed Indicators 
CHAPTER 5 - AIR SPEED INDICATORS 
Introduction 
1. 
A  knowledge  of  the  speed  at  which  an  aircraft  is  travelling  through  the  air,  ie  the  air  speed,  is 
essential  both  to  the  pilot  for  the  safe  and  efficient  handling  of  the  aircraft  and  to  the  navigator  as  a 
basic  input  to  the  navigation  calculations.    The  instrument  which  displays  this  information  is  the  air 
speed indicator (ASI). 
Principle 
2. 
An aircraft, stationary on the ground, is subject to normal atmospheric or static pressure which acts 
equally on all parts of the aircraft structure.  In flight, the aircraft experiences an additional pressure on its 
leading  surfaces  due  to  a  build  up  of  the  air  through  which  the  aircraft  is  travelling.    This  additional 
pressure due to the aircraft's forward motion is known as dynamic pressure and is dependent upon the 
forward speed of the aircraft and the density of the air according to the following formula: 
 
pt = ½ρV2 + p 
where  
pt = the pitot pressure, (also known as total head pressure or stagnation pressure) 
 
p = the static pressure 
ρ = the air density 
 
V = the velocity of the aircraft. 
Rearranging  the  formula,  the  difference  between  the  pitot  and  the  static  pressures  is  equal  to  ½ρV2
(the  dynamic  pressure).    The  air  speed  indicator  measures  this  pressure  difference  and  provides  a 
display indication graduated in units of speed. 
3. 
Fig 1 illustrates the principle, in its most simple form, on which all air speed indicators function.  The ASI 
is  a  sensitive  differential  pressure  gauge  operated  by  pressures  picked  up  by  a  pressure  head,  which  is 
mounted in a suitable position on the airframe.  The simplest pressure head consists of an open ended tube, 
the  pitot  tube,  aligned  with  the  direction  of  flight,  and  a  second  tube,  the  static  tube,  which  is  closed  and 
streamlined at the forward end but which has a series of small holes drilled radially along its length. 
5-5 Fig 1 Principle of Air Speed Indicator 
Diaphragm
Pitot Tube
(Dynamic
+
Static)
Airstream
(Static)
Casing
Static Tube
4. 
When moved through the air, the pitot tube will pick up pitot pressure made up of static pressure 
and dynamic pressure.  The pitot pressure is led through a pipeline to one side of a sealed chamber, 
divided  by  a  thin  flexible  diaphragm.    The static tube is unaffected by dynamic pressure as its end is 
closed, however, the small holes will pick up local static pressure.  The static pressure is led through a 
second pipeline to the other side of the diaphragm. 
Revised May 10   
Page 1 of 6 

AP3456 – 5-5 - Air Speed Indicators 
5. 
The  diaphragm  is  subjected  to  the  two  opposing  pressures.    However,  the  static  pressure 
component of the pitot pressure is balanced by the static pressure on the other side of the diaphragm 
so  that  any  diaphragm  movement  is  determined  solely  by  the  dynamic,  or  pitot  excess,  pressure.  
Movement of the diaphragm is transmitted through a mechanical linkage to a pointer on the face of the 
ASI where the pitot excess pressure (pt – p) is indicated in terms of speed. 
6. 
In some installations, the pitot tube and the static tube are combined into a single pressure head 
with the pitot tube built inside the static tube.  A heater is placed between the pitot and static tubes to 
prevent  ice  forming  and  causing  a  blockage.    Drain  holes  in  the  head  allow  moisture  to  escape  and 
various  traps  may  be  used  to  prevent  dirt  and  water  from  affecting  the  instrument.    A  combined 
pressure head is shown in Fig 2. 
5-5 Fig 2 A Combined Pressure Head 
Static
Connection
Pitot
Static Slots
Connection
Heater
Drain Holes
Element
Cable to
Heater Element
Construction 
7. 
Most  air  speed  indicators  in  current  use  have  a  capsule  instead  of  a  diaphragm;  however,  the 
principle  of  operation  is  exactly  the  same.    The  capsule,  acting  as  the  pressure  sensitive  element,  is 
mounted  in  an  airtight  case.    Pitot  pressure  is  fed  into  the  capsule  and  static  pressure  is  fed  to  the 
interior  of  the  case,  which  thus  contains  the  lower  pressure.    A  pressure  difference  will  cause  the 
capsule to open out, the movement being proportional to pressure.  A link, quadrant, and pinion can be 
used to transfer this movement to a pointer and dial calibrated in knots. 
8. 
As  stated  in  para  2,  the  pitot  pressure  varies  with  the  square  of  the  speed  and  a  linear 
pressure/deflection characteristic in the capsule produces an uneven speed/deflection characteristic of 
the  pointer  mechanism,  giving  unequal  pointer  movements  for  equal  speed  changes.    To  produce  a 
linear  scale  between  the  capsule  and  pointer  it  is  necessary  to  control  the  characteristics  of  the 
capsule  and/or  the  mechanism.    Control  of  the  capsule  is  difficult  due,  among  other  reasons,  to  the 
magnification factor of the mechanism.  It is more usual to control the mechanism to produce a linear 
scale shape by changing the lever length as the pointer advances.  Depending on the manufacturer of 
the  ASI,  detailed  points  of  construction  will  vary,  however,  the  basic  principle  holds  good  for  all.    A 
typical simple ASI is shown in Fig 3. 
Revised May 10   
Page 2 of 6 

AP3456 – 5-5 - Air Speed Indicators 
5-5 Fig 3 A Typical Simple ASI 
14
12
16
34
10 30KNOTS
18
26
8
22
20
6
9. 
Sensitive and Servo Air Speed Indicators.  Sensitive and servo ASIs are identical in principle to 
the  simple  ASI  and  operate  from  the  normal  pitot/static  system.    Extra  sensitivity  is  achieved  by  an 
increase  in  the  gear  train  from  the  capsule,  so  that  two  pointers  may  be  moved  over  an  evenly 
calibrated dial.  Because of this increase in the gear train, more power is required to operate the gears 
and  this  is  provided  by  a  stack  of  capsules.    This  capsule  assembly  has  a  linear  pressure/deflection 
characteristic  which  is  more  closely  controlled  than  the  single  capsule  used  in  the  simple  ASI.    In  a 
servo,  ASI  the  mechanical  linkage  is  replaced  by  an  electrical  linkage  utilizing  error  actuation  and 
power amplification.  A typical sensitive ASI display is shown in Fig 4. 
5-5 Fig 4 A Two Pointer Sensitive ASI 
0
9
1
0
8 K
100
N
O
200 2
T
S
7
300
600
400 3
500
6
4
5
Calibration 
10.  Since  dynamic  pressure  varies  with  air  speed  and  air  density,  and  since  air  density  varies  with 
temperature  and  pressure,  standard  datum  values  have  to  be  used  in  the  calibration  of  air  speed 
indicators.  The values used are the sea level values of the standard ICAO atmosphere.  The formula 
given in para 2 is only an approximation and one of two formulae is used for calibration of a particular 
ASI depending on the speed range of the instrument. 
Revised May 10   
Page 3 of 6 

AP3456 – 5-5 - Air Speed Indicators 
ASI Errors 
11.  The ASI pointer registers the amount of capsule movement due to dynamic pressure.  However, the 
dial is calibrated according to the formulae mentioned above which assume constant air density (standard 
sea level density) and no instrument defects.  Any departure from these conditions or disturbance in the pitot 
or static pressures being applied to the instrument will result in a difference between the indicated and the 
true air speed and thus an error in the display.  There are four sources of error: 
a. 
Instrument error. 
b. 
Pressure error. 
c. 
Compressibility error. 
d. 
Density error. 
12.  Instrument Error.  Instrument error is caused by manufacturing tolerances in the construction of 
the instrument.  The error is determined during calibration and any necessary correction is combined 
with that for pressure error (see para 13). 
13.  Pressure  Error.    Pressure  error  results  from  disturbances  in  the  static  pressure  around  the 
aircraft  due  to  movement  through the air.  Depending upon aircraft type, the error may be influenced 
by: 
a. 
The position of the pressure head, pitot head or static vent. 
b. 
The angle of attack of the aircraft. 
c. 
The speed of the aircraft. 
d. 
The configuration of the aircraft (i.e. 'clean'/flaps/gear/airbrakes/etc). 
e. 
The presence of sideslip. 
Most  of  the  error  results  from  variations  in  the  local  static  pressure  caused  by  the  airflow  over  the 
pressure  head.    In  lower  speed  aircraft  the  static  head  is  often  divorced  from  the  pitot  tube  and 
positioned  where  the  truest  indication  of  static  pressure  is  obtained  eg  on  the  fuselage  midway 
between  nose  and  tail.    In  such  a  case,  the  static  pipeline  terminates  at  a  hole  in  a  flat  brass  plate 
known as the static vent.  It is usual to have two static vents, one either side of the aircraft to balance 
out  the  effects  of  sideslip  which  produces  an  increase  of  pressure  on  one  side  of  the  aircraft  and  a 
corresponding decrease in pressure on the other side.  The use of static vents eliminates almost all the 
error caused by the pressure head.  Any remaining error is determined by flight trials.  Unfortunately, 
the use of a static vent becomes less acceptable for high performance aircraft since at Mach numbers 
exceeding  0.8,  the  flow  of  air  around  the  static  vent  may  be  unpredictable.    In  such  cases,  a  high-
speed  pitot-static  head  is  used  and,  as  before,  pressure  error  is  determined  by  flight  trials.    The 
pressure  error  correction  (PEC)  is  tabulated  in  the  Aircrew  Manual  for  the  aircraft  type  and  is  also 
combined  with  that  for  instrument  error  correction  (IEC)  and  recorded  on  a  correction  card  mounted 
adjacent  to  each  ASI.  The card correction (IEC + PEC) should be applied to the indicated air speed 
(IAS) to obtain calibrated air speed (CAS). 
14. Compressibility  Error.    The  calibration  formulae  contain  a  factor  which  is  a  function  of  the 
compressibility  of the air.  At higher speeds, this factor becomes significant.  However the calibration 
formulae  use  standard  mean  sea  level  values  and  an  error  is  introduced  at  any  altitude  where  the 
actual  values  differ  from  those  used  in  calibration.    At  altitude,  the  less  dense  air  is  more  easily 
compressed than the denser air at sea level, resulting in a greater dynamic pressure which causes the 
ASI  to  over-read.    In  addition,  compressibility  increases  with  increase  of  speed;  therefore, 
Revised May 10   
Page 4 of 6 

AP3456 – 5-5 - Air Speed Indicators 
compressibility  error  varies  both with speed and altitude.  Compressibility error and its correction can 
be  calculated  by  using  the  circular  slide  rule  of  the  DR  Computer  Mk4A  or  5A.    Application  of  the 
compressibility error correction (CEC) to CAS produces equivalent air speed (EAS). 
15.  Density Error.  As has already been explained, dynamic pressure varies with air speed and the 
density of the air.  Standard mean sea level air density is used for calibration purposes.  Thus, for any 
other condition of air density, the ASI will be in error.  As altitude increases, density decreases and IAS, 
and  thus  EAS,  will  become  progressively lower than true air speed (TAS).  The necessary correction 
can be calculated from the formula: 
ρ
EAS = TAS ρo
where:  ρ  =  the air density at the height of the aircraft 
ρo =  the air density at mean sea level. 
In practice, the density error correction (DEC) is obtained from a graph or by the use of a circular slide 
rule such as the DR Computer Mk 4A/5A. 
16.  Summary.    The  relationship  between  the  various  air  speeds  and  the  associated  errors  can  be 
summarized as follows: 
CAS = IAS  ± PEC ± IEC 
EAS = CAS −  CEC 
TAS = EAS ± DEC 
Blocked or Leaking Pressure Systems 
17. Blockages.
a
Pitot.  If the pitot tube is blocked, e.g. by ice, the ASI will not react to changes of airspeed in 
level flight.  However, the capsule may act as a barometer producing an indication of increase in 
speed if the aircraft climbs or a decrease in speed if the aircraft dives.  If the pitot tube contains a 
small bleed hole for drainage, partial blockage of the 'nose' of the tube (the most common effect 
of  icing)  will  result  in  an  under-reading.    More  extensive  icing  will  cause  the  reading  to  reduce 
towards zero, as the dynamic pressure leaks away through the bleed hole. 
b.
Static.  If the static tube is blocked, the ASI will over-read at lower altitudes and under-read 
at higher altitudes than that at which the blockage occurred. 
18.  Leaks.
a.
Pitot.  A leak in the pitot tube causes the ASI to under-read. 
b.
Static.  A leak in the static tube, where the pressure outside the pipe is lower than static (ie 
most unpressurized aircraft), will cause the ASI to over-read.  Where the outside air is higher than 
static (i.e. in a pressurized cabin) the ASI will under-read. 
Revised May 10   
Page 5 of 6 

AP3456 – 5-5 - Air Speed Indicators 
19.  Effects.  The under- or over-reading of an ASI is potentially dangerous.  The former may cause 
problems in adverse landing conditions (e.g. in a strong cross-wind), and the latter condition may result 
in an aircraft stall at a higher indicated airspeed than that specified for the aircraft. 
Revised May 10   
Page 6 of 6 

AP3456 – 5-6 - Machmeters 
CHAPTER 6 - MACHMETERS 
Introduction 
1. 
Mach  Number.    As  an  aircraft’s  speed  approaches  the  speed  of  sound,  the  airflow  around  the 
aerofoils  exhibits  a  marked  change,  characterized  by  the  occurrence  of  shock  waves.    These  will  occur 
locally, depending on the aircraft design, at some speed below the speed of sound and will increase in effect 
and  extent  as  the  speed  is  further  increased.    They  can  cause  loss  of  aerodynamic  lift,  changes  in 
aerodynamic stability, erratic control loads, loss of control effectiveness and buffeting.  The onset of these 
shock waves and their subsequent effects occur, for a given aircraft type, when the true airspeed is a certain 
proportion  of  the  local  speed  of  sound.    For  convenience,  the  ratio  of  true  airspeed  to  the  local  speed  of 
sound is considered as a single entity.  It is called Mach number and is usually expressed thus: 
V
Mach number (M) = 
a
where: 
V = True airspeed 
 
 
a = Local speed of sound 
2. 
Machmeter.  Because of the effect of the shock waves on stability and control of the aircraft, it is 
important that the pilot knows his speed in terms of Mach number.  This is achieved by an instrument 
called  a  Machmeter  which  gives  a  direct  display  of  Mach  number  and  may  have  an  adjustable  index 
which is usually set to the Limiting Indicated Mach Number of the aircraft in which it is installed. 
Basic Principle 
3. 
As  explained  in  para  1,  the  local  Mach  number  varies  with  the  true  airspeed  and  the  local 
speed of sound.  True airspeed is a function of dynamic pressure (ie the difference between pitot 
and  static  pressure)  and  density.    The  local  speed  of  sound  is  a  function  of  static  pressure  and 
density.  As the density factor is common to both functions, Mach number can be expressed as: 
V
p − p
M =
∝  t

a
 p 
where: 
V = True airspeed 
 
 
a = Local speed of sound 
 
 
pt = Pitot pressure 
 
 
p = Static pressure 
The machmeter uses an airspeed capsule to measure (pt – p), an altitude capsule to measure p, and is 
calibrated to show the quotient as the corresponding Mach number. 
4. 
The actual calibration of the instrument is more complex than the basic principle suggests, since 
the  behaviour  of  air  changes  as  speed  is  increased,  especially  once  shockwaves  form.    As  Mach 
number increases therefore, the actual formula used to derive an indicated Mach reading requires and 
receives considerable modification. 
Construction 
5. 
A  typical  machmeter  is  shown  in  Fig  1.    It  consists  essentially  of  a  sealed  case  containing  two 
capsule assemblies and the necessary mechanical linkages.  The interior of the case is connected to 
the static pressure pipeline.  The interior of one capsule unit, the airspeed capsule, is connected to the 
Revised May 10   
Page 1 of 3 

AP3456 – 5-6 - Machmeters 
pitot  pressure  pipeline.    The  second  capsule  unit,  the  altitude  capsule,  is  sealed  and  evacuated  to 
respond to static pressure changes. 
5-6 Fig 1 A Typical Machmeter 
6. 
The  airspeed  capsule  measures  the  pressure  difference  between  pitot  and  static  pressure  and 
therefore expands or contracts as airspeed increases or decreases.  The movement of the capsule is 
transferred by the airspeed link to the main shaft, causing it to rotate and move a pivoted arm (the ratio 
arm) in the direction A-B (see Fig 2). 
5-6 Fig 2 Principle of Operation of a Machmeter 
Altitude Capsule
Pointer and Gearing
Main Shaft
Pin and Spring
Adjustable Index
Static Pressure
.7
.8
A
C
.9
B
.5
1.0
D
Pitot Pressure
Air Speed Capsule
Ratio Arm
Ranging Arm
Air Speed Link
Index Control
Hair Spring
7. 
The  altitude  capsule  responds  to  changes  of  static  pressure,  expanding  or  contracting  with 
variation of altitude.  The movement of the capsule is transferred to the ratio arm, via a spring and pin, 
causing  it  to  move  in  the  direction  C-D.    The  pin  is  pointed  at  both  ends  and  rests  in  cups  on  the 
altitude capsule and ratio arm (the spring providing the tension necessary to retain the pin in position). 
8. 
The  position  of  the  ratio  arm  depends,  therefore,  upon  both  pitot  excess  and  static  pressures.  
Movement  of  the  ratio  arm  controls  the  ranging  arm  which,  through  linkage  and  gearing,  turns  the 
pointer  thus  displaying  the  corresponding  Mach  number.    An  increase  of  altitude  and/or  airspeed 
results in a display of higher Mach number. 
9. 
Critical or Limiting Mach Number is indicated by a specially shaped lubber mark located over the 
dial  of  the  machmeter.    It  is  adjustable  so  that  the  relevant  Mach  number  for  the  particular  type  of 
Revised May 10   
Page 2 of 3 

AP3456 – 5-6 - Machmeters 
aircraft  in  which  the  machmeter  is  installed  may  be  preset.    Presetting  can  be  carried  out  by  an 
adjusting screw on the front of the instrument. 
Errors in Machmeters 
10.  As  Mach  number  is  effectively  a  function  of  the  ratio  of pitot excess pressure to static pressure, 
only those errors in the measurement of this ratio will affect the machmeter.  There are only two such 
errors;  instrument  error  and  pressure  error.    Variations  in  air  density  and  temperature  from  the 
standard mean sea level values have no effect. 
11.  Instrument  Error.    Like  all  instruments,  machmeters  are  subject  to  tolerances  in  manufacture 
which  produce  errors  that  vary  from  instrument  to  instrument.    These  are,  however,  small  and  are, 
typically, of the order of ± 0.01M over a range of 0.5 to 1.0M. 
12.  Pressure  Error.    The  machmeter  operates  from  the  same  pressure  source  as  the  airspeed 
indicator and is therefore subject to the same pressure errors.  However, the effect of pressure error is 
relatively greater on the machmeter as the ratio of pitot excess pressure (pt – p) to static pressure (p) 
is being measured rather than just the pitot excess pressure (pt – p) in the case of the ASI. 
Revised May 10   
Page 3 of 3 

AP3456 – 5-7 - Combined Speed Indicators 
CHAPTER 7 - COMBINED SPEED INDICATORS 
Introduction 
1. 
With the increased complexity of aircraft instrument panels in modern aircraft and the continual search 
for more room in an already restricted space, it is becoming the practice to combine two or more functions 
into  one  instrument.    One  area  where  this  has  been  successfully  carried  out  is  with  speed  indicating 
instruments.    A  combined  instrument  showing  both  indicated  air  speed  and  Mach  number  is  now  fitted  in 
some aircraft.  The instrument can take one of two forms; a simple capsule operated dial presentation or a 
capsule operated IAS dial with a synchro operated digital Mach number presentation. 
Principle 
2. 
The construction of the dial-type combined speed indicator is very similar to the machmeter and 
the same principles are employed. 
Description 
3. 
The combined speed indicator (CSI) contains an air speed capsule and an altitude capsule.  The air 
speed  capsule  directly  drives,  through  a  normal  type  linkage,  a  pointer  which  is  read  against  a  dial 
calibrated  in  IAS.    The  altitude  capsule,  expanding  or  contracting,  reacts  to  static  pressure  and  thus 
altitude.  This movement, through a second linkage, modifies a parallel drive from the air speed capsule in 
a similar manner to the machmeter.  This second drive is used to position against the air speed pointer, a 
rotatable  disc  graduated  in  Mach  number.    The  Mach  number  disc  rotates  anti-clockwise  as  altitude 
increases whilst the pointer rotates clockwise with increasing IAS.  Thus, the pointer displays against the 
Mach number disc the correct Mach number for the particular air speed/altitude combination as well as 
the IAS against the fixed graduations on the dial. 
4. 
Other functions are sometimes included in the CSI.  These include: 
a. 
A limit speed pointer. 
b. 
Limit speed warning. 
c. 
Outputs to control an auto-throttle system. 
d. 
Undercarriage warning. 
5. 
Limit  Speed  Pointer.    Most  aircraft  performance  data  list  a  speed,  expressed  in  Mach  number  and 
sometimes the equivalent IAS, which should not be exceeded under normal operating conditions or a speed 
which should not be exceeded under any conditions.  Sometimes there is a somewhat lower speed, usually 
expressed in knots of IAS, which must not be exceeded at low level.  For example, an aircraft may have a 
limiting Mach number of 0.9M equivalent at sea level (and ISA conditions) to 594 kt, at 10,000 ft to 509 kt, at 
20,000  ft  to  425  kt,  at  30,000  ft  to  347  kt,  etc.    However,  at  low  level  it  may  be  restricted  to  490  kt.    It  is 
possible, by means of a special linkage designed to suit the particular aircraft and connected to the altitude 
capsule, to display this information on the CSI.  This is usually achieved by means of a distinctively coloured 
pointer - red or chequered.  This limit speed pointer is set on the ground to the particular relevant limit speed, 
in  this  case  490  kt.    As  the  aircraft  climbs,  an  overriding  stop  maintains  the  pointer  at  this  reading  until  a 
condition  exists  where  490  knots  is  equivalent  to  0.9M.    From  then  on,  the  pointer  moves  anti-clockwise 
showing the IAS equivalent of 0.9M.  During descent, the pointer will move clockwise until 490 kt is reached 
when the overriding stop again takes effect and the pointer remains at the maximum figure.  At any time the 
pilot  can  assess  his  air  speed  in  relation  to  his  maximum  permitted  speed  by  the  angle  between  the  IAS 
pointer and the limit speed pointer. 
Revised May 10   
Page 1 of 3 

AP3456 – 5-7 - Combined Speed Indicators 
6. 
Limit Speed Warning.  In some CSIs a limit speed switch is incorporated which is closed when 
the IAS pointer reaches or exceeds the speed shown by the limit speed pointer.  This switch operates 
either an audio or visual warning or both, to warn the pilot that he has reached his limit speed. 
7. 
Auto-throttle Control.  On aircraft where an auto-throttle system is installed, control of this facility 
may  be  achieved  by  a  synchro  system installed in the CSI.  A moveable command pointer, manually 
set  by  a  knob  on  the  front  of  the  instrument,  positions  the  rotor  of  a  synchro.   The rotor of a second 
synchro  is  positioned  by  a  low  friction  drive  from  the  IAS  pointer.    When  the  IAS  pointer  reads  the 
same as the command pointer, there is zero output from the pair of synchros.  Any difference between 
the two pointers produces an error signal which is fed to the auto-throttle system adjusting the throttles 
so that the aircraft returns to the original selected speed. 
8. 
Undercarriage  Warning.    An  internal  switch  is  fitted  in  some  CSIs  which  will  close  at  a  pre-set 
figure  in  the  aircraft  approach  speed  range  to  provide  a  signal  for  a  visual  or  audio  warning  if  the 
undercarriage is not selected down. 
Presentation 
9. 
A single pointer is read against a fixed IAS dial calibrated in knots and a rotatable disc (the Mach 
disc)  calibrated  in  Mach  number.    The  Mach  disc  is  set  behind  and  viewed  through  an  aperture 
positioned  either  inside  or  outside  the  air  speed  scale.    A  second  pointer,  distinctively  painted  with 
diagonal  lines  or  chequers,  may  be  incorporated  to  show  the  limit  speed  (VMO)  at  all  altitudes.    On 
some  models,  two  manually  positioned  bezel  mounted  lubber  marks  are  available  to  indicate  any 
desired air speed for reference purposes.  A single command lubber positioned manually by a knob on 
the  front  of  the  instrument,  allowing  the  auto-throttle  reference  speed  to  be  set,  may  also  be 
incorporated.  Typical presentations are shown in Fig 1a and b. 
5-7 Fig 1 Typical CSI Dial Presentations 
Fig 1a Mach Aperture Inside IAS Scale 
Fig 1b Mach Aperture Outside IAS Scale 
6
60
8
40
80
10
35
400
100
350
5
12
30
300
120
KNOTS
250
14
140
200
25
160
16
180
20
Ground
VMO
SET
Digital Mach/Air Speed Indicators 
10.  A  variation  of  the  CSI  is  a  model  which  shows  IAS  by  a  pointer  indication  and  Mach  number  by a 
digital  display.    In  this  case,  the  instrument  contains  two  capsules  (air speed and altitude) as explained 
above but these are used only to drive the air speed pointer and a limit speed pointer, if fitted.  A synchro 
Revised May 10   
Page 2 of 3 

AP3456 – 5-7 - Combined Speed Indicators 
drive  proportional  to  Mach  number  is  received  from  the  aircraft's  air  data  computer  and  a  servo  loop 
drives a three-counter digital display.  Limit speed warning and auto-throttle control can be incorporated 
as described in paras 6 and 7. 
11.  Presentation.    An  air  speed  pointer  is  read  against  a  fixed  scale  and  a  second  pointer, 
distinctively  marked,  may  be  incorporated  to  show  limit  speed  at  all  altitudes.    A  servo  driven  three-
drum counter provides a digital read out of Mach number to two or three places of decimals.  A failure 
flag covers the counters in the event of power failure or loss of the Mach number synchro signal from 
the air data computer.  Moveable index lubber marks may be incorporated in the same manner as for 
the dial presentation CSI and control of an auto-throttle reference lubber mark by a knob on the front of 
the instrument may also be included.  A typical digital Mach/air speed indicator is shown in Fig 2. 
Range and Accuracy 
12.  The operating range of the CSI varies with the particular model but, typically, air speeds up to 800 kt 
and Mach number up to 2.5 can be covered.  Typical instrument accuracies are ± 3 kt and ± 0.010M. 
5-7 Fig 2 Typical Digital Mach/Air Speed Indicator 
60
80
3
4004 94 100
350
MACH
120
300
140
250 KNOTS
160
200
Revised May 10   
Page 3 of 3 

AP3456 – 5-8 - Outside Air Temperature Gauges 
CHAPTER 8 – OUTSIDE AIR TEMPERATURE GAUGES 
Introduction 
1. 
Temperature  measurement  and  the  basic  principles  of  temperature  sensing  elements  can  be 
researched in other publications. 
2. 
Thermometers installed in aircraft provide information on: 
a.  The outside air temperature (OAT), to enable true airspeed and height to be computed from 
indicated values. 
b.  The temperature of various compartments within the aircraft (eg bomb bays). 
c.  The  operating  temperatures  of  various  engine  components,  lubricants,  exhaust  gases,  etc.  
These sensors are covered fully in Volume 5, Chapter 26. 
3. 
This  chapter  describes  two  categories  of  OAT  thermometer  -  those  that  are  direct  reading,  and 
those utilizing a 'total air temperature' probe. 
DIRECT READING THERMOMETERS 
4. 
Direct  reading  thermometers,  used  mainly  in  slow-speed  aircraft,  can  be  considered  as  single 
units,  even  though  some  of  them  include  a  remote  indication  facility.    They  are  of  fairly  simple 
construction, and do not require a power supply.  They employ sensing elements based on one of the 
following physical characteristics: 
a. 
The expansion of mercury when heated. 
b. 
The  differential  expansions  of  dissimilar  metals,  exploited  in  the  use  of  bi-metallic  sensing 
elements. 
Mercury Type 
5. 
The  mercury  thermometer  consists  of  a  steel  bulb  connected  by  capillary  tubing  to  a  Bourdon 
pressure  gauge.    This  pressure  gauge  is  linked  to  the  pointer  on  the  indicator  gauge  by  a  suitable 
linkage  (Fig  1).    (A  Bourdon  gauge  utilizes  a  flattened  tube,  bent  to  a  curve  or  spiral,  which  tends  to 
straighten under internal pressure.)  The mercury-filled bulb is situated in the airstream.  An increase in 
temperature  will  cause  the  mercury  to  expand  and  flow  via  the  capillary,  to  the  Bourdon  tube.    The 
resulting movement of the Bourdon tube is transmitted to the pointer.  A decrease in temperature will 
have the reverse effect. 
Revised May 10   
Page 1 of 7 

AP3456 – 5-8 - Outside Air Temperature Gauges 
5-8 Fig 1 Mercury Thermometer – Schematic 
Sun 
Pointer
Shield
Aircraft
Wall
Fixed End
Bourdon
Capillary Tube
Tube
Dial
Bulb
Sector
Air
Moveable End
Sensor
Gearing
Vents
6. 
To  minimize  errors  due  to  variations  in  the  temperature  of  components  other  than  the  bulb,  the 
volumes  of the capillary tube and the Bourdon tube are kept small relative to the volume of the bulb.  
To  compensate  for  changes  of  temperature  at  the  indicator,  a  bi-metallic  strip,  which  reacts  in 
opposition to the motion of the Bourdon tube, is incorporated between the free end of the Bourdon tube 
and the pointer spindle. 
Bi-metallic Element Type 
7. 
Bi-metallic devices take advantage of the different rates of thermal expansion in different metals.  
The  sensing  element  consists  of  two  strips  of  dissimilar  metals,  welded  together  and  formed  into  a 
helix (see Fig 2).  The element is housed in a metal tube and coils and uncoils as a result of variations 
in air temperature.  One end of the helix is anchored to the tube, while the other end is free to rotate.  
The free end is attached, via a spindle, to a pointer that moves over the graduated temperature scale. 
5-8 Fig 2 Bi-metallic Thermometer - Schematic 
Aircraft
Air Vents
Sun Shield
Wall
Pointer
Dial
Bimetallic Helical Element
Free End
Fixed End
Moveable Spindle
OAT Indicator 
8. 
The  OAT  Indicator  may  be  integral  to  the  thermometer  or  be  in  a  remote  location.    Where  a 
remote indicator is employed, it may be fed from the sensor by: 
a. 
Electrical transmission signals. 
b. 
A  long  capillary  tube,  carefully  designed  to  ensure  that  variations  in  temperature  of  the 
capillary tubing do not affect the reading of the indicator. 
Revised May 10   
Page 2 of 7 

AP3456 – 5-8 - Outside Air Temperature Gauges 
5-8 Fig 3 OAT Indicator 
Errors of Direct Reading Thermometers 
9. 
Thermometer errors are described in detail in a later section within this chapter.  However, direct 
reading thermometers are particularly prone to errors caused by kinetic heating and skin friction (see 
paras  30  and  31).    These  phenomena  result  in  the  temperature  sensed,  and  shown  at  the  indicator, 
being warmer than that of the ambient free air. 
10.  The  effect  of  heating  errors  is  to  render  direct  reading  thermometers  of  limited  practical  use  at 
true airspeeds above 150 kt.  Corrections to be applied to the indicated OAT are normally given in the 
aircraft Operating Data Manual. 
TOTAL AIR TEMPERATURE PROBES 
Total Air Temperature 
11.  Total  Air  Temperature.    Where  an  element  is  mounted  in  a  probe  projecting  into  the  airflow, 
some  of  the  air  coming  into  contact  with  the  probe  will  be  brought  wholly  or  partially  to  rest.    When 
brought to rest, air will release kinetic energy in the form of heat, and, if in contact with the sensor, the 
temperature  registered  will  be  higher  than  the  temperature  of  the  ambient  air.    Therefore,  the 
temperature  sensed  by  a  thermometer  probe  in  the  airstream  will  be  the  free  airstream  temperature 
plus  any  temperature  rise  due  to  the  kinetic  release.    Where  the  air  is  brought  totally  to  rest,  the 
temperature (i.e. ambient plus kinetic) is known as the 'total air temperature'. 
12.  Total  Air  Temperature  Probes.    A  total  air  temperature  probe  is  designed  to  bring  part  of  the 
airstream as close to total stagnation as possible and measure its total air temperature.  This value can 
then be used as an input to an air data computer (see Volume 5, Chapter 9). 
13.  Recovery Factor.  The proportion of the kinetic energy of the airstream that the sensing element 
recovers  in  reducing  the  velocity  of  the  airstream  is  known  as  the  'recovery factor' (k).  'k' is typically 
around 0.80, i.e. the sensor will measure the ambient air temperature plus 80% of the kinetic rise. 
Revised May 10   
Page 3 of 7 


AP3456 – 5-8 - Outside Air Temperature Gauges 
General Principles 
14.  The  temperature-sensing  element  will  be  located  within  a  probe  that  is  situated  in  the  free 
airstream, away from the boundary layer, and free from airframe skin-friction.  The element is either a 
temperature-sensing resistance bulb, or a thermocouple. 
a. 
Temperature Sensitive Resistance Bulbs.  Temperature-sensitive resistance bulbs work on 
the principle that, in certain metals, the electrical resistance will vary with a change in temperature.  
Resistance bulbs consist of a resistance coil, contained in a sealed steel tube, and connected to 
the  electrical  circuit  of  the  indicator unit.  The resistance coil may be made of nickel or platinum 
wire. 
b. 
Thermocouples.  A thermocouple consists of two strips of dissimilar metals, joined at one end.  
Changes  in  temperature  at  their  junction  induce  an  electromotive  force  (emf)  between  the  other 
ends.  This emf, which increases as temperature rises, provides an electrical signal proportional to 
temperature. 
15.  The  total  air  temperature  sensed  by  the  probe  can  be  used  as  an  input  to  an air data computer 
(ADC),  where  it  will  be  processed,  and  an  accurate  OAT  extracted.    The  accurate  OAT  can  then  be 
combined with Mach input to determine true airspeed (TAS). 
16.  The  Total  Head  Thermometer  and  the  Rosemount  OAT  Probe  are  examples  of  electrical 
thermometers used at higher Mach numbers to detect total air temperature. 
Total Head Thermometer 
17.  The total head thermometer, illustrated in Fig 4, utilizes a platinum resistance coil as the temperature-
sensitive element.  The element is enclosed in a protective housing, positioned in the free airstream. 
5-8 Fig 4 Total Head Thermometer 
18.  The  housing  is  designed  such  that  air  entering  the  probe  head  proceeds  into  a  venturi.    Inside, 
most of the air that comes into contact with the venturi walls is expelled through ports in the housing.  
However, a small central flow of air is passed over the tube containing the element at a very reduced 
speed, and then discharged through holes in the outlet ring. 
19.  The total head thermometer has an accuracy of ± 1º C. 
Revised May 10   
Page 4 of 7 




















AP3456 – 5-8 - Outside Air Temperature Gauges 
Rosemount Outside Air Temperature Probe 
20.  In the Rosemount probe, 'k' approaches the theoretical maximum value of 1.  It therefore gives an 
accurate total air temperature during flight, even in icing conditions. 
21.  The  Rosemount  probe  (Figs  5  and  6)  consists  of  a  centre  body,  mounted  on  the  aircraft  skin, 
containing a hermetically sealed platinum resistance element, and incorporating an air scoop and de-
icing element. 
5-8 Fig 5 Rosemount Probe - Outside View 
Air Flow
22.  Operation.  In flight, the air pressure within the probe is higher than that outside, thus boundary 
layer  air  is  drawn  off  via  bleed  holes,  as  shown  in  Fig  6.    In  addition,  the  flow  within  the  probe 
separates,  part  of  the  flow  turning  through  a  right  angle  before  passing  around  the  sensor.    This 
change  of  direction  produces  particle  separation,  which  prevents  droplets  of  water  from  coming  into 
contact with the sensor and also prevents the sensor from damage by sand particles, etc.  This design 
permits the use of a delicate and sensitive resistance element with fast response. 
5-8 Fig 6 Rosemount Probe - Sectional View 
Air Flow
Two Concentric
Air Scoop
Platinum Tubes
De-icing
Radiation
Heaters
Shield
Sensing
Element
Centre Body
Aircraft Skin
Revised May 10   
Page 5 of 7 

AP3456 – 5-8 - Outside Air Temperature Gauges 
23.  De-icing.    The  de-icing  heater,  embedded  in  the  material  of  the  probe,  is  a  tube  containing  an 
axial wire element, which operates continuously throughout flight.  The heating is not thermostatically 
controlled but is self-compensating in that, as temperature rises, the resistance rises and so reduces 
the power consumption.  The de-icing element heats the exterior of the probe.  A cylindrical radiation 
shield protects the sensor from the heating effects of the element. 
24.  Limitations.    The  Rosemount  probe  will  operate  only  with  a  satisfactory  airflow  over  the  probe. 
This condition is met under all conditions of flight.  However, when there is little or no airflow over the 
probe, the probe body will be heated sufficiently to cause the element to sense temperatures in excess 
of  ambient.    The  indicator  will  therefore  over-read.    In  cases  where  the  heater  is  on  for  extended 
periods  in  zero  airflow,  the  pointer  will  move  past  full-scale.    On  the  ground,  with  no  airflow  over  the 
probe,  the  probe  body  temperature  could  reach  a  maximum  of  approximately  300  ºC.    However,  the 
indicator movement will not be damaged by these conditions. 
Note:  On  some  systems,  the  probe  heater  may  be  automatically  modulated  to  eliminate  excessive 
heating when on the ground, or at very low airspeeds. 
THERMOMETER ERRORS 
General Errors 
25.  The accuracy of indicated readings of remote indicating thermometers will depend largely on the 
accurate performance of the sensing elements, and the accuracy of the indicators and compensating 
devices. 
OAT Thermometer Errors 
26.  Aircraft thermometers used for measuring OAT are subject to three types of error: 
a. 
Instrument error. 
b. 
Environmental error. 
c. 
Heating error. 
27.  Instrument Error.  Instrument error is caused by imperfections in manufacture or operation of the 
instrument.    The  errors  are  usually  small  and  may  often  be  allowed  for  by  calibrating  the  instrument 
and fitting a correction card to the aircraft.  
28.  Environmental  Errors.    Environmental  errors  such  as  solar  heating  or  ice  accretion  can  cause 
errors. 
a. 
Solar  Heating.    Solar  heating  effects  can  be  reduced  by  mounting  a  flat  plate  sensitive 
element  beneath  the  wing  or  fuselage,  or  for  a  probe-mounted  element,  fitting  it  in  a  sun  shield 
through which air is allowed to pass freely (see Fig 2). 
b. 
Ice Accretion.  Protection of the sensing element from ice accretion effects can be achieved 
by incorporating a heater.  The sensing element is protected from the heater by a shield, as in the 
Rosemount probe (see Fig 6). 
Residual  errors  due  to  environmental  effects  can  not  be  calculated,  therefore  corrections  can  not  be 
made for them. 
Revised May 10   
Page 6 of 7 

AP3456 – 5-8 - Outside Air Temperature Gauges 
29.  Heating  Errors.    Heating  errors  in  OAT  thermometers  are  dependent  upon  the  type  of 
temperature-sensing element mounting.  The types of mounting are: 
a. 
Probes, protruding from the skin of the aircraft into the airflow. 
b. 
Flat plates, let into the skin of the aircraft. 
30.  Probe Sensors.  As described in para 11, where an element is mounted in a probe projecting into 
the airflow, some of the air coming into contact with that probe will be brought wholly or partially to rest 
and  will  release  kinetic  energy  in  the  form  of  heat.    As  a  result,  the  temperature  registered  by  the 
sensor will be in excess of the temperature of the ambient air.  Assuming that pressure changes are 
adiabatic,  the  rise  in  temperature  at  the  probe  may  be  calculated  from  Bernoulli’s  equation  for 
compressible flow.  Although the equation would assume a full value of adiabatic temperature rise, this 
is not realized in practice, since no energy exchange is perfect.  A useful approximation of the formula 
for dealing with kinetic heating is: 
2


T
V
=
− 
1
T

2
T
100 
where: 
T1 

Correct outside air temperature (ºC) 
T2 

Indicated outside air temperature (ºC) 
VT 

TAS (kt) 
31.  Flat  Plate  Sensors.    The  flat  plate  sensor  is  unaffected  by  adiabatic  heating,  as  it  does  not 
protrude into the airflow.  However, the passage of air across a flat plate does heat it due to frictional 
effects.  By coincidence, the heat rise approximates to that generated at a stagnation point probe due 
to  adiabatic  heating.    For  this  reason,  the  same  correction  formulae  are  used  for  flat  plate  and 
stagnation point sensors. 
Revised May 10   
Page 7 of 7 

AP3456 – 5-9 - Air Data Computer 
CHAPTER 9 - AIR DATA COMPUTER 
Introduction 
1. 
Although conventional pressure instruments can provide satisfactory information for the crew, they 
have  a  number  of  limitations,  especially  in  the  context  of  modern  aircraft  systems.    In  particular,  the 
information  that  an  instrument  measures  can  only  be  presented  in  one  form  and  cannot  easily  be 
transmitted for use by other equipment, or to other crew positions, resulting in a need to duplicate the 
instrument.  An Air Data System (ADS) overcomes these limitations. 
2. 
An ADS can take a number of forms which will vary between aircraft types, however all systems 
are similar in principle and this chapter will describe a typical, rather than any specific, system. 
3. 
The  core  of  an  ADS  is  an  Air  Data  Computer  (ADC)  which  forms  an  essential  part  of  a modern 
flight/navigation/weapon  aiming  system.    The  ADS  measures  the  basic  air  inputs  of  pitot  pressure, 
static pressure, outside air temperature, angle of attack (α angle), sideslip (β angle), and outputs flight 
parameters for the various systems and displays.  A comprehensive ADS thus consists of: 
a. 
Pitot, static and temperature probes to measure the basic air data. 
b. 
Local incidence vanes for α angle and β angle computation. 
c. 
Transducers to convert the basic air data into electrical or electro-mechanical signals. 
d. 
Air  Data  Computer  to  process  the  data  and  provide  the  required  outputs  to  the  aircraft 
systems and displays. 
e. 
Power supplies to provide specific stabilized power for the ADS units. 
Probes 
4. 
Pitot/Static.    Pitot  and  static  pressures  are  taken  from  the  aircraft’s  pressure  head  or  the  pitot 
head and static vents. 
5. 
Temperature.    Temperature  is  determined  from  outside  air  temperature  (OAT)  probes,  as 
described in Volume 5, Chapter 8. 
6. 
Angle of Attack (α Angle).  Angle of attack is the angle, in the vertical plane of symmetry of the 
aircraft, at which the free stream airflow meets an arbitrary longitudinal datum line on the aircraft.  It is 
generally  measured  by  a  small  pivoted  vane  whose  axis  of  rotation  is  nominally  horizontal  and 
athwartships  (see  Volume  5,  Chapter  23).    The  vane  is  usually  mounted  on  the  side  of  the  fuselage 
near the nose or on a probe forward of the wing or nose. 
7. 
Angle of Sideslip (β Angle).  The sideslip angle is the angle in the horizontal plane at which the 
free stream airflow meets an arbitrary longitudinal datum line on the aircraft.  The β sensor is normally 
identical to the α sensor and mounted on the underside of the airframe along the aircraft centre line.  In 
simpler ADS the β sensor is often omitted. 
Transducers 
8. 
Transducers, which convert pressures, temperatures and angles to voltages or digital pulses, are the 
most  vital  elements  of  the  air  data  systems,  and  are  the  limiting  factors  in  the  system  accuracy.  
Revised May 10   
Page 1 of 3 

AP3456 – 5-9 - Air Data Computer 
Transducers vary in type depending on the parameter which is to be measured, ie pressure transducers, 
temperature  transducers  and  angular  transducers.    Various  techniques  are  employed  to  convert  the 
measured  data  into  usable,  repeatable  and  accurate  signals  which can be transmitted to the ADC, e.g. 
using  the  expansion  of  a  diaphragm  or capsule to actuate an electrical pick-off, or to vary the electrical 
resistance of a wire by changing the wire’s tension. 
Air Data Computer 
9. 
The  air  data  computer  processes  the  data  input  from  the  sensors,  applies  any  necessary 
corrections,  and  supplies  output  data  in  the  form  required by other equipment, either directly or via a 
central  computer.  Particularly  in  older  systems,  where  there  is  no  central  computer,  the  same  output 
parameter may be in several forms, e.g. pressure altitude may be processed as a voltage, a synchro 
output, and a digital code.  Fig 1 shows a typical ADS arrangement. 
10.  Compared with conventional pressure instruments, the ADS has the following advantages: 
a. 
The bulk and complexity of pipe work is avoided. 
b. 
Duplication of units is avoided. 
c. 
Errors can be automatically corrected before display. 
d. 
There are accuracy and sensitivity gains. 
e. 
There is a reduced time lag. 
f. 
There is the potential for flexibility in presentation. 
The  disadvantage  of  the  ADS  is  that  it  needs  power  to  work  whereas  conventional  pressure 
instruments do not. It is therefore usually necessary to provide back-up systems, either in the form of 
alternative power supplies or simple pressure instruments. 
Revised May 10   
Page 2 of 3 

AP3456 – 5-9 - Air Data Computer 
5-9 Fig 1 Air Data System 
Inputs
Air Data Computer
Outputs
Static
Static Defect
Pressure
Transducer
Static
Correction
pressure
Altitude
Altitude Rate
Density
Density
Engage Signal
Altitude
Altitude Hold
28V DC
Memory
+
Mach Number
Mach Number
Dynamic
Indicated
Pressure
Air Speed
(p  – p)
Transducer
Dynamic-
t
pressure
True 
True Air Speed
Air Speed
OAT Probe
Out
O s
ut i
s d
i e 
e A
  i
A r
i
Outside Air
Te
T m
e p
m e
p r
e a
r t
a u
t r
u e
r
Temperature
Corrected
Angle of Attack
Angle of
Correction
Attack
Angle of Attack
Sensor
Revised May 10   
Page 3 of 3 

AP3456 – 5-10 - Direct Indicating Compasses and Direction Indicators 
CHAPTER 10 
DIRECT INDICATING COMPASSES AND DIRECTION INDICATORS 
Introduction 
1. 
A direct indicating compass system (DICS) consists of a freely suspended magnet system which 
can align itself with the horizontal component of the Earth’s magnetic field, thus defining the direction of 
Magnetic North.  By aligning a compass card with the North-seeking (red) end of the magnet system, 
as shown in Fig 1, the aircraft’s magnetic heading can be read off against a lubber line. 
5-10 Fig 1 A Basic DICS 
Lubber 
Line
000
Magnet
270
090
180
Compass
Card
2. 
Properties.    For  a  DICS  to  operate  satisfactorily  in  conditions  encountered  in  flight,  it  must 
exhibit the following properties: 
a. 
Horizontality. 
b. 
Sensitivity. 
c. 
Aperiodicity. 
These properties are discussed in detail in the following paragraphs. 
Horizontality 
3. 
Freely  suspended  in  the  Earth’s  magnetic  field,  a  magnet  system  will  align  itself  with  the 
direction  of  that  field.    At the magnetic equator, the field direction is parallel to the Earth’s surface.  
At  all  other  places,  the  magnet  system  is  tilted  in  the  direction  of  the  total  field  (T),  where  T  is  the 
resultant of the horizontal (H) and vertical (Z) fields (see Fig 2). 
Revised May 10   
Page 1 of 7 

AP3456 – 5-10 - Direct Indicating Compasses and Direction Indicators 
5-10 Fig 2 Pendulous Suspension 
Z
Pivot
H
Centre of Gravity
d
H
W
Z
T
4. 
If  the  magnet  was  allowed  to  align  itself  with  the  T  field,  it  would  be  difficult  to  align  the 
compass card accurately.  Moreover, the tendency to tilt would reduce the magnetic moment in the 
horizontal plane in which direction is measured.  A pendulous suspension system is therefore used 
to  overcome  the  magnet’s  tendency  to  tilt.    When  the  pendulously  suspended  magnet  tilts  to  align 
with T, the magnet system’s centre of gravity is displaced from the vertical through the pivot (Fig 2).  
The  magnet  system’s  weight  forms  the  couple  Wd,  which  acts  to  restore  the  system  to  the 
horizontal.  In UK latitudes, the residual tilt in a well-designed compass is approximately 2º. 
Sensitivity 
5. 
The  DICS  must  be  sensitive  and  able  to  indicate  the  local  magnetic  meridian  quickly  and 
accurately.  Sensitivity may be increased by the following methods: 
a. 
Increasing  the  magnetic  moment  of  the  magnet  system  (the  magnetic  moment  of  a 
compass needle is dependent upon the length of the needle and its magnetic strength). 
b. 
Reducing the moment of inertia of the magnet system. 
c. 
Reducing the friction at the suspension point. 
6. 
A compromise is reached between the magnetic moment and the moment of inertia requirements 
by using a number of small, light, powerful magnets as the magnetic sensing element of the compass.  
Friction at the pivot is reduced by using jewelled bearings and also by suspending the magnet system 
in a fluid which reduces the weight acting on the pivot and lubricates the bearing. 
Aperiodicity 
7. 
The  compass  system  is  prone  to  vibrations  and  accelerations  in  flight,  and  these  can  cause 
undesirable  periodic  oscillations.    To  make  the  system  aperiodic  (i.e.  without  a  natural  period)  the 
design may incorporate: 
a. 
A  magnet  system  with  a  low  moment  of  inertia  and  high  magnetic  moment  (the  same 
measures as applied for sensitivity). 
b. 
Some  'damping  out'  of  the  oscillations  by  immersing  the  moving  parts  of  the  compass 
system in fluid. 
Revised May 10   
Page 2 of 7 

AP3456 – 5-10 - Direct Indicating Compasses and Direction Indicators 
DICS - ERRORS AND LIMITATIONS 
8. 
In  addition  to  the  errors  caused  by  external  magnetic  fields,  DICS  are  subject  to  the  errors  and 
limitations covered in the following paragraphs. 
Turning and Acceleration Errors - Cause 
9. 
If  an  aircraft  fitted  with  a  DICS  is  subjected  to  horizontal  accelerations,  the  accelerating  forces 
may cause errors in the indicated heading.  The accelerations may be the result of speed changes or 
from the central acceleration experienced in a turn; both have similar effects on the compass system, 
the  resultant  errors  being  greatest  when  the  accelerating  force  acts  at  right  angles  to  the  magnetic 
meridian  with  which  the  compass  is  aligned,  i.e.  when  the  aircraft  changes  speed  on  easterly  or 
westerly headings, or turns through North or South.  The errors are caused by the displacement of the 
magnet  system’s  centre  of  gravity  from  the  line  through  the  pivot.    This  displacement  results  in  the 
formation of couples which rotate the magnet system and produce heading errors. 
Turning and Acceleration Errors - Effect 
10.  Consider an aircraft in the Northern Hemisphere increasing speed whilst heading West, or turning 
from North or South on to West.  In both cases, the accelerating force acts through the pivot which is 
the magnet system’s point of attachment to the aircraft.  The reaction force acts, not through the pivot, 
but through the magnet system’s centre of gravity. 
11.  Looking down on the magnet system in Fig 3 it can be seen that a couple is produced which turns 
the magnet system anti-clockwise.  Considering the effect of these forces in the vertical plane together 
with  the  magnetic  forces  acting  on  the  magnet,  it  can  be  seen  from  Fig  4  that  the  accelerating  force 
and  its  reaction  create  a  couple  which  tilts  the  magnet  system  out  of  the  vertical.    The  vertical 
component of the Earth’s magnetic field no longer acts through the pivot, but can be resolved into two 
orthogonal  components.    One  component  (Z  cos  θ)  acts  through  the pivot, and the other (Z sin θ) at 
90º to the pivot.  θ is the angle of tilt.  In Fig 4 it is shown that the component Z sin θ tends to pull the 
blue  end  of  the  magnet  to  the  right.    An  equal  but  opposite  effect  is  created  at  the  red  end,  and  a 
magnetic couple is created which turns the magnet system anti-clockwise (Fig 5). 
5-10 Fig 3 Accelerating Force Producing Couple 
Pivot
C of G
Accelerating
Force
Reaction
Revised May 10   
Page 3 of 7 

AP3456 – 5-10 - Direct Indicating Compasses and Direction Indicators 
5-10 Fig 4 Acceleration Causing Tilt
Z
Accelerating
Force
Zcosθ
θ
Z sin θ
Reaction
5-10 Fig 5 Couple Causing Turn 
Z sin θ
Z sin θ
12.  Two  couples,  one  mechanical  and  one  magnetic,  turn  the  magnet  system  anti-clockwise.    If  the 
error is caused by an increase in speed, the effect is an apparent turn to North, i.e. the compass over-
reads.  If the error is caused by turning, the effect depends on the direction and rate of turn.  In turns 
through  North,  the  magnet  system  turns  in  the  direction  of  turn  and  in  all  but  the  most  violent 
manoeuvres,  the  indicated  turn  is  slower  than  the  actual  turn,  ie  the  compass  under  reads  the  turn 
indicating  a  turn  of  perhaps  20º  for an actual turn through 45º.  In turns through South, however, the 
magnet  system  turns  in  the  opposite  direction  to  the  turn  and  the  indicated  turn  is  greater  than  the 
actual turn, i.e. the compass indicates a turn of perhaps 40º for an actual turn of 20º. 
Summary 
13.  The effects of turning and acceleration errors are summarized below: 
a. 
Northern Hemisphere
(1)  Acceleration  on  westerly  headings  and  turns  to  the  West  cause  the  magnet  system  to 
rotate anti-clockwise. 
(2)  Acceleration  on  easterly  headings  and  turns  to  the  East  cause  the  magnet  system  to 
rotate clockwise. 
(3)  Acceleration causes an apparent turn to the North. 
(4)  Turns through North cause the compass to under-indicate the turn. 
Revised May 10   
Page 4 of 7 

AP3456 – 5-10 - Direct Indicating Compasses and Direction Indicators 
(5)  Turns through South cause the compass to over-indicate the turn. 
b.
Southern Hemisphere.  The effects are reversed in the Southern Hemisphere. 
Minor Errors 
14.  The following minor errors also occur: 
a. 
Scale Error.  Scale error is caused by errors in the calibration of the compass card. 
b. 
Alignment Error.  Alignment error is caused by the incorrect mounting of the compass in the 
aircraft, or by a displaced lubber-line.  The error is corrected by the compass swing. 
c. 
Centring Error.  Centring error occurs when the compass card is not centred on the magnet 
system pivot. 
d. 
Parallax Error.  When reading DICS care must be taken to ensure that the eye is centred on 
the face of the compass.  If the line of sight is offset parallax errors occur. 
Operational Limitations 
15.  A  DICS  has  the  following  limitations  which  make  it  unsuitable  for  use  as  the  primary  heading 
system of a modern aircraft: 
a. 
It depends upon the size of the horizontal component of the Earth’s magnetic field for its drive 
and thus it becomes insensitive and unreliable at high magnetic latitudes. 
b. 
It  must  be  installed  in  the  aircraft  cockpit,  which  is  normally  an  area  of  high  magnetic 
deviation. 
c. 
It  can  only  provide  magnetic  heading,  whereas  true  or  grid  heading  may  be  required  on 
occasions. 
d. 
Turning and acceleration errors make it only suitable for use in straight, unaccelerated flight. 
e. 
There  is  insufficient  torque  to  enable  it  to  drive  transmission  systems  to  feed  other  aircraft 
equipment. 
Advantages 
16.  Despite the limitations of a DICS it is likely to be fitted to most aircraft for the foreseeable future as a 
standby compass.  In this application it has the advantages of being cheap to purchase and install, small 
and light, simple and easy to maintain and operate, and requiring no power, except for lighting. 
A PRACTICAL DICS 
The E2 Series 
17.  The  principles  of  the  DICS  are  exemplified  in  the  E2  series  of  standby  compasses  which  are 
widely  used  (Fig  6).    The  differences  between  the  E2A, E2B and E2C are minor and mostly concern 
the  lighting  arrangements.    The  compasses  have  a  vertical  card  fastened  to  the  magnet  system, 
graduated every 10 degrees, with figures every 30 degrees.  The cardinal points are marked with the 
appropriate  letter.    The  compasses  are  designed  to  give  an  operational  accuracy  of  ±10º,  in  good, 
stable flight conditions the accuracy may approach the bench accuracy of 2.5º. 
Revised May 10   
Page 5 of 7 


AP3456 – 5-10 - Direct Indicating Compasses and Direction Indicators 
5-10 Fig 6 E2 Compass 
18.  Design.  Fig 7 shows an exploded view of an E2 compass.  The bowl is plastic with a lubber line 
marked on the front inside.  The magnet is a steel ring to which a dome is attached.  The iridium tipped 
pivot screws into the centre of the dome and rests in a sapphire cup secured to the vertical stem by the 
cupholder.  The compass bowl is filled with a silicone fluid and a bellows at the rear of the bowl allows 
for  a  change  of  the  volume  of  the  liquid  due  to  variations  in  temperature.    Provision  is  made  for 
correction of coefficients A, B, and C (see Volume 5, Chapter 16). 
5-10 Fig 7 E2 Compass - Exploded View 
Sapphire
Cup
Dome
Compass
Iridium
Card
Tipped
Pivot
Filler
Magnet
Plug
Bellows
Cupholder
Securing
Bracket
Supporting
Bowl
Stem
19.  Serviceability  Checks.    Before  use  the  compass  should  be  checked  to  ensure  that  the  bowl  is 
not  cracked  or  damaged  and  is  completely  filled  with  fluid  that  is  free  from  excessive  discolouration, 
bubbles and sediment. 
Revised May 10   
Page 6 of 7 

AP3456 – 5-10 - Direct Indicating Compasses and Direction Indicators 
DIRECTION INDICATORS 
Operation 
20.  The direction indicator (DI) is used, mostly in light aircraft, as a simple heading reference.  It 
consists  of  an  air  or  electrically  driven,  two  degree  of  freedom,  displacement  gyro  with  its  spin 
axis  mounted  horizontally  (see  Volume  5,  Chapter  11).    The  DI  must  initially  be  set  to  a  known 
heading such as that obtained from a direct indicating compass.  Thereafter it may be used as a 
heading  reference  during  level  flight  provided  that  it  is  checked  and  reset  if  necessary  to  the 
correct  heading  periodically.    The  display  is  usually  in  the  form  of  a  conventional  plan  form 
compass rose and the only controls provided are to reset the indicated heading, and to position a 
moveable heading index (see Fig 8). 
5-10 Fig 8 Direction Indicator Display 
Lubber
Line
Moveable
Heading
Index
Power
Failure
Flag
Control Knobs
(for alignment and
setting Index)
21.  The spin axis is maintained in the horizontal plane either by the action of a gravity actuated torque 
motor or by air jets initiated by a liquid level switch. 
Errors 
22.  The  direction  indicator  is  subject  to  the  normal  wander  errors  associated  with  gyros.    Topple  is 
controlled within acceptable limits by the action of the levelling system. 
23.  The combination of real and apparent drift could make the total error rate accrued by a direction 
indicator to be in the order of 10 to 20º/hr, hence the need to reset the instrument at regular intervals.  
Resetting  should  be  done  in  straight,  unaccelerated  flight.    Clearly  the  direction  indicator  cannot  be 
relied upon as a primary heading reference. 
Revised May 10   
Page 7 of 7 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
CHAPTER 11 - INTRODUCTION TO GYROSCOPES 
Introduction 
1. 
Modern technology  has brought about many changes  to the gyroscope.  The conventional spinning 
gyroscope  is  still  in  current  use  for  flight  instruments  in  smaller  and  simpler  aircraft.    More  sophisticated 
aircraft  however,  make  use  of  devices  which  are  termed  'gyros',  but  this  is  because  of  the  tasks  they 
perform rather than their manner of operation.  Gyroscopes can therefore be categorised as: 
a. 
Spinning Gyroscopes. 
b. 
Optical Gyroscopes. 
c. 
Vibrating Gyroscopes. 
This chapter will concentrate for the most part on the spinning gyroscope. 
2. 
A conventional gyroscope consists of a symmetrical rotor spinning rapidly about its axis and free 
to  rotate  about  one  or  more  perpendicular  axis.    Freedom  of  movement  about  one  axis  is  usually 
achieved by mounting the rotor in a gimbal, as in Fig 1 where the gyro is free to rotate about the YY1
axis.  Complete freedom can be approached by using two gimbals, as illustrated in Fig 2. 
5-11 Fig 1 One-degree-of-freedom Gyroscope 

Rotor

X
Gimbal
Spin Axis

Y
Z
Revised Jul 10 
 
Page 1 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
5-11 Fig 2 Two-degrees-of-freedom Gyroscope 

Gimbals
Rotor
Y
Spin Axis

X
Frame

Z
3. 
The physical laws which govern the behaviour of a conventional gyroscope are identical to those 
which account for the behaviour of the Earth itself.  The two principal properties of a gyro are rigidity in 
inertial  space  and  precession.    These  properties,  which  are  explained  later,  are  exploited  in  some 
heading reference and inertial navigation systems (INS) and other aircraft instruments.  
Definition of Terms 
4. 
The following fundamental mechanical definitions provide the basis of the laws of gyrodynamics: 
a. 
Momentum.  Momentum is the product of mass and velocity (mv). 
b. 
Angular  Velocity.    Angular  velocity  (ω)  is  the  tangential  velocity  (v)  at  the  periphery  of  a 
v
circle, divided by the radius of the circle (r), so  ω =
.  Angular velocity is normally measured in 
r
radians per second. 
c. 
Moment of Inertia.  Since a rotating rigid body consists of mass in motion, it possesses kinetic 
energy.  This kinetic energy can be expressed in terms of the body’s angular velocity and a quantity 
called 'Moment of Inertia'.  Imagine the body as being made up of an infinite number of particles, with 
masses m1, m2, etc, at distances r1, r2, etc from the axis of rotation.  In general, the mass of a typical 
particle is mx and its distance from the axis of rotation is rx.  Since the particles do not necessarily lie in 
the same plane, rx is specified as the perpendicular distance from the particle to the axis.  The total 
kinetic energy of the body is the sum of the kinetic energy of all its particles: 
Revised Jul 10 
 
Page 2 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
K = ½ m


1 r1 ω2 + ½ m2 r2 ω2 + … 
   = Σ
2
x ½ mx rx ω2 
Taking the common factor ½ω2 out of the expression gives: 
K = ½ ω2 (m
2
2
1 r1  + m2 r2  + …) 
   = ½ ω2 (Σ
2
x mx rx ) 
The quantity in parenthesis, obtained by multiplying the mass of each particle by the square of the 
distance from the axis of rotation and adding these products, is called the Moment of Inertia of the 
body, denoted by I: 
I = m
2
2
2
1 r1  + m2 r2  + … = Σx mx rx
In terms of the moment of inertia (I), the rotational kinetic energy (K) of a rigid body is 
K = ½ Ι ω2    
d.
Angular Momentum.  Angular Momentum (L) is defined as the product of Moment of Inertia 
and Angular Velocity, ie L = Iω. 
e
Gyro Axes.  In gyro dynamics it is convenient to refer to the axis about which the torque is 
applied as the input axis and that axis about which the precession takes place as the output axis.  
The third axis, the spin axis, is self-evident.  The XX1, YY1 and ZZ1 axes shown in the diagrams 
are not intended to represent the x, y and z axes of an aircraft in manoeuvre.  However, if the XX1
(rotational) axis of the gyro is aligned with the direction of flight, the effects of flight manoeuvre on 
the gyro may be readily demonstrated. 
Classification of Gyroscopes 
5. 
Conventional gyroscopes are classified in Table 1 in terms of the quantity they measure, namely: 
a. 
Rate Gyroscopes.  Rate gyroscopes measure the rate of angular displacement of a vehicle. 
b. 
Rate-integrating  Gyroscopes.    Rate-integrating  gyroscopes  measure  the  integral  of  an 
input with respect to time. 
c. 
Displacement Gyroscopes.  Displacement gyroscopes measure the angular displacement 
from a known datum. 
Revised Jul 10 
 
Page 3 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
Table 1 Classification of Gyros 
Type of Gyro
Uses in Guidance and Control
Gyro Characteristics
Rate Gyroscope 
Aircraft Instruments 
Modified single-degree-of-freedom gyro. 
Rate-integrating 
Modified single-degree-of-freedom gyro. 
Older IN Systems 
Gyroscope 
Can also be a two-degree-of-freedom gyro. 
Displacement 
Heading Reference 
Two degrees of freedom. 
Gyroscope 
Older IN Systems 
Defines  direction  with  respect  to  space,  thus 
Aircraft Instruments 
it is also called a space gyro, or free gyro. 
6. 
It should be realized, however, that the above classification is one of a number of ways in which 
gyroscopes  can  be  classified.    Referring  to  Table  1,  it  will  be  seen  that  a  displacement  gyroscope 
could be classified as a two-degrees-of-freedom gyro or a space gyro.  Note also that the classification 
of Table 1 does not consider the spin axis of a gyroscope as a degree of freedom.  In this chapter, a 
degree of freedom is defined as the ability to measure rotation about a chosen axis. 
LAWS OF GYRODYNAMICS 
Rigidity in Space 
7. 
If  the  rotor  of  a  perfect  displacement  gyroscope  is  spinning  at  constant  angular  velocity,  and 
therefore constant angular momentum, no matter how the frame is turned, no torque is transmitted to 
the spin axis.  The law of conservation of angular momentum states that the angular momentum of a 
body  is  unchanged  unless  a  torque  is  applied  to  that  body.    It  follows  from  this  that  the  angular 
momentum of the rotor must remain constant in magnitude and direction.  This is simply another way 
of saying that the spin axis continues to point in the same direction in inertial space.  This property of a 
gyro is defined in the First Law of Gyro dynamics. 
The First Law of Gyro dynamics 
8. 
The first law of gyro dynamics states that: 
"If a rotating body is so mounted as to be completely free to move about any axis through the centre of 
mass, then its spin axis remains fixed in inertial space however much the frame may be displaced." 
9. 
A  space  gyroscope  loses  its  property  of  rigidity  in  space  if  the  spin  axis  is  subjected  to  random 
torques, some causes of which will be examined later. 
Precession 
10.  Consider  the  free  gyroscope  in  Fig  3,  spinning  with  constant  angular  momentum  about  the  XX1
axis.  If a small mass M is placed on the inner gimbal ring, it exerts a downward force F so producing a 
torque  T  about  the  YY1  axis.    By  the  laws  of  rotating  bodies,  this  torque  should  produce  an  angular 
acceleration about the YY1 axis, but this is not the case: 
a. 
Initially,  the  gyro  spin  axis  will  tilt  through  a  small  angle  (∅  in  Fig  3),  after  which  no  further 
movement takes place about the YY1 axis.  The angle ∅ is proportional to T and is a measure of 
the work done.  Its value is almost negligible and will not be discussed further. 
Revised Jul 10 
 
Page 4 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
b. 
The  spin  axis  then  commences  to  turn  at  a  constant  angular  velocity  about  the  axis 
perpendicular to both XX1 and YY1, ie the ZZ1 axis.  This motion about the ZZ1 axis is known as 
precession and is the subject of the Second Law of Gyro dynamics. 
5-11 Fig 3 Precession 
Z
Spin
Precession
Y

X
Ø
M

T
F

The Second Law of Gyro dynamics 
11.  The second law of gyro dynamics states that: 
"If  a  constant  torque  (T)  is  applied  about  an  axis  perpendicular  to  the  spin  axis  of  an 
unconstrained, symmetrical spinning body, then the spin axis will precess steadily about an axis 
mutually  perpendicular  to  the  spin  axis  and  the  torque  axis.    The  angular  velocity  of 
T
precession (Ω) is given by  Ω =
." 
ω
I
12.  Precession ceases as soon as the torque is withdrawn, but if the torque application is continued, 
precession will continue until the direction of spin is the same as the direction of the applied torque.  If, 
however, the direction of the torque applied about the inner gimbal axis moves as the rotor precesses, 
the direction of spin will never coincide with the direction of the applied torque. 
Direction of Precession 
13.  Fig 4 shows a simple rule of thumb to determine the direction of precession: 
a. 
Consider the  torque  as being  due to a force acting at right  angles to  the plane  of spin  at a 
point on the rotor rim. 
b. 
Carry this force around the rim through 90º in the direction of rotor spin. 
c. 
The torque will apparently act through this point and the rotor will precess in the direction shown. 
Revised Jul 10 
 
Page 5 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
5-11 Fig 4 Determining Precession 
Precession
Spin
90°
Force causing
Torque
Torque
This point moves as
indicated by Force
Carry Force round by 90°
CONSERVATION OF ANGULAR MOMENTUM 
Explanation 
14.  In linear motion, if the mass is constant, changes in momentum caused by external forces will be 
indicated by changes in velocity.  Similarly, in rotary motion, if the moment of inertia is constant, then 
the action of an external torque will be to change the angular velocity in speed or direction and, in this 
way,  change  the  angular  momentum.    If,  however,  internal  forces  (as  distinct  from  external  torques) 
act to change the moment of inertia  of a rotating system, then the angular momentum is unaffected.  
Angular  momentum  is  the  product  of  the  moment  of  inertia  and  angular  velocity,  and  if  one  is 
decreased  so  the  other  must  increase  to  conserve  angular  momentum.    This  is  the  Principle  of 
Conservation of Angular Momentum. 
15.  Consider the  ice-skater starting her pirouette  with arms extended.  If she now retracts her arms 
she will be transferring mass closer to the axis of the pirouette, so reducing the radius of gyration.  If 
the  angular  momentum  is  to  be  maintained  then,  because  of  the  reduction  of  moment  of  inertia,  the 
rate of her pirouette must increase, therefore: 
a. 
If  the  radius  of  gyration  of  a  rotating  body  is  increased,  a  force  is  considered  to  act  in 
opposition to the rotation caused by the torque, decreasing the angular velocity. 
b. 
If  the  radius  of  gyration  is  decreased,  a  force  is  considered  to  act  assisting  the  original 
rotation caused by the torque, so increasing the angular velocity. 
Cause of Precession 
16.  Consider the  gyroscope rotor in Fig  5a spinning about the XX1 axis  and free to  move about  the 
YY1 and ZZ1 axes.  Let the quadrants (1, 2, 3 and 4) represent the position of the rotor in spin at one 
instant during  the application  of an external force to the spin axis, producing  a torque about the  YY1
axis.    This  torque  is  tending  to  produce  a  rotation  about  the  YY1  axis  while  at  the  same  instant  the 
rotor  spin  is  causing  particles  in  quadrants  1  and  3  to  recede  from  the  YY1  axis,  increasing  their 
moment  of  inertia  about  this  axis,  and  particles  in  quadrants  2  and  4  to  approach  the  YY1  axis 
Revised Jul 10 
 
Page 6 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
decreasing  their  moment  of  inertia  about  this  axis.    Particles  in  quadrants  1,  2,  3  and  4  tend  to 
conserve angular momentum about YY1, therefore: 
a. 
Particles in quadrants 1 and 3 exert forces opposing their movement about YY1. 
b. 
Particles in quadrants 2 and 4 exert forces assisting their movement about YY1. 
17.  Hence, 1 and 4 exert forces on the rotor downwards, whilst 2 and 3 exert forces upwards.  These 
forces can be seen to form a couple about ZZ1, (Fig 5b), causing the rotor to precess in the direction 
shown in Fig 5c. 
Gyroscopic Resistance 
18.  In  demonstrating  precession,  it  was  stated  that,  after  a  small  deflection  about  the  torque  axis, 
movement about this axis ceased, despite the continued application of the external torque.  This state 
of equilibrium means that the sum of all torques acting about this axis is zero.  There must, therefore, 
be a resultant torque  L, acting about this axis  which  is equal  and opposite to the external  torque,  as 
shown in Fig 6.  This resistance is known as Gyroscopic Resistance and is created by internal couples 
in a precessing gyroscope. 
19.  Consider now the gyroscope in Fig 5c spinning about an axis XX1 and precessing about the ZZ1
axis under the influence of a torque T, about the YY1 axis.  The rotor quadrants represent an instant 
during the precession and spin.  Using the argument of para 16, the particles in quadrants 1 and 3 are 
approaching the ZZ1 axis and exerting forces acting in the direction of precession, while in quadrants 2 
and 4 the particles are receding from the ZZ1 axis and exerting forces in opposition to the precession.  
The resultant couple is therefore acting about the YY1 axis in opposition to the external torque.  This 
couple  is  the  Gyroscopic  Resistance.    It  has  a  value  equal  to  the  external  torque  thus  preventing 
movement about the YY1 axis. 
Revised Jul 10 
 
Page 7 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
5-11 Fig 5 Instant of Spin and Precession 
Fig 5a 
Fig 5b 
X
X
Z
Z
Force
2 & 3
1
2
1
2

4
3
Y

4
3
Y
Rotor
Rotor
Spin
Spin
Torque
1 & 4




Fig 5c 
X
Z
Force
1
2

4
3
Y
Rotor
Spin
Torque
Precession


5-11 Fig 6 Gyroscopic Resistance 
Z
Precession
Resistance
Spin

X
L

Y
Torque
Force

20.  Gyroscopic Resistance is always accompanied by precession, and it is of interest to note that, if 
precession is prevented, gyroscopic torque cannot form, and it is as easy to move the spin axis when 
it is spinning as when it is at rest.  This can be demonstrated by applying a torque to the inner gimbal 
Revised Jul 10 
 
Page 8 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
of a gyroscope with one degree of freedom.  With the ZZ1 axis locked, the slightest touch on the inner 
gimbal will set the gimbal ring (and the rotor) moving. 
Secondary Precession 
21.  If  a  sudden  torque  is  applied  about  one  of  the  degrees  of  freedom  of  a  perfect  displacement 
gyroscope the following phenomena should be observed: 
a. 
Nodding,  or  nutation  occurs.    Here  it  is  sufficient  to  note  that  nutation  occurs  only  for  a 
limited period of time and eventually will cease completely.  Additionally, nutation can only occur 
with  a  two-degree-of-freedom  gyro  and,  to  a  large  extent,  it  can  be  damped  out  by  gyro 
manufacturers. 
b. 
A  deflection  takes  place  about  the  torque  axis,  (dip),  which  remains  constant  provided  that 
the gyro is perfect, and the applied torque is also constant. 
c. 
The gyro precesses, or rotates, about the ZZ1 axis. 
22.  If, however, an attempt is made to demonstrate this behaviour, it will be seen that the angle of dip 
will increase with time, apparently contradicting sub-para 21b. 
23.  To  explain  this  discrepancy,  consider  Fig  7.    If  the  gyro  is  precessing  about  the  ZZ1  axis,  some 
resistance  to this precession must take place  due to  the friction  of the outer gimbal bearings.  If this 
torque T is resolved using the rule of thumb given in para 13, it will be seen that the torque T causes 
the spin axis to dip through a larger angle.  This precession is known as secondary precession. 
5-11 Fig 7 Precession Opposed by Secondary Precession 
Z
Precession
T
Spin

X

T

Secondary
Precession
Y
24.  Secondary  precession  can  only  take  place  when  the  gyro  is  already  precessing,  thus  its  name.  
Note also that secondary precession acts in the same direction as the originally applied torque. 
Revised Jul 10 
 
Page 9 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
THE RATE GYROSCOPE 
Principle of Operation 
25.  Fig  8  shows  a  gyroscope  with  freedom  about  one  axis  YY1.    If  the  frame  of  the  gyro  is  turned 
about an axis ZZ1 at right angles to both YY1 and XX1, then the spin axis will precess about the YY1
axis.  The precession will continue until the direction of rotor spin is coincident with the direction of the 
turning about ZZ1. 
5-11 Fig 8 Gyro with One degree of Freedom – Precession 

Spin

X
Precession

Y
Z
Turn
26.  Suppose  the  freedom  of  this  gyroscope  about  the  gimbal  axis  is  restrained  by  the  springs 
connecting the gimbal ring to the frame as in Fig 9.  If the gyroscope is now turned about the ZZ1 axis, 
precession about the YY1 axis is immediately opposed by a torque applied by the springs.  It has been 
shown  that  any  torque  opposing  precession  produces  a  secondary  precession  in  the  same  direction 
as  the  original  torque  (see  para  24).    If  the  turning  of  the  frame  is  continued  at  a  steady  rate,  the 
precession  angle  about  the  YY1  axis  will  persist,  distending  one  spring  and  compressing  the  other, 
thereby  increasing  the  spring  torque.    Eventually,  the  spring  torque  will  reach  a  value  where  it  is 
producing secondary precession about ZZ1 equal to, and in the same direction as, the original turning.  
When this state is reached, the gyroscope will be precessing at the same rate as it is being turned and 
no further torque will be applied by the turning.  Any change in the rate of turning about the ZZ1 axis 
will require  a different spring torque to produce equilibrium, thus the  deflection  of the spin axis (∅ in 
Fig 9) is a measure of the rate of turning.  Such an arrangement is known as a Rate Gyroscope, and 
its function is to measure a rate of turn, as in the Rate of Turn Indicator. 
Revised Jul 10 
 
Page 10 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
5-11 Fig 9 Rate Gyroscope 

Spin
Precession

X
Spring
Torque
Tilt
(Ø)

Spring
Force
Z
Turn
Secondary Precession
27.  The relationship between the deflection angle and rate of turn is derived as follows: 
Spring Torque is proportional to ∅ or 
Spring Torque = K∅ (where K is a constant) 
At equilibrium: 
Rate of Secondary Precession = Rate of Turn 

K
ie 
 = Rate of Turn 
ω
I
∴ ∅ is proportional to Rate of Turn × Iω
(Iω is the angular momentum of the rotor and is therefore constant). 
The angle of deflection can be measured by an arrangement shown at Fig 10 and the scale calibrated 
accordingly. 
5-11 Fig 10 Rate of Turn Indicator 
1
0
R
1
IG
2
2
HT
3
LEFT 3
4
4
2
Spring
Force
Spin
3
1
Turn
Revised Jul 10 
 
Page 11 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
THE RATE-INTEGRATING GYROSCOPE 
Principle of Operation 
28.  A rate-integrating gyroscope is  a single degree of freedom gyro  using viscous restraint to  damp 
the  precessional  rotation  about  the  output  axis.    The  rate-integrating  gyro  is  similar  to  the  rate  gyro 
except that the restraining springs are omitted and the only factor opposing gimbal rotation about the 
output axis is the viscosity of the fluid.  Its main function is to detect turning about the input axis (YY1 in 
Fig 11), by precessing about its output axis (ZZ1 in Fig 11). 
5-11 Fig 11 Simple Rate-integrating Gyroscope 
Z
Output
Axis
Frame
Y
Viscous 
Liquid
Rotor
X

Spin
Axis
Inner
Gimbal
Input
Axis


29.  The rate-integrating gyro was designed for use on inertial navigation stable platforms, where the 
requirement  was  for  immediate  and  accurate  detection  of  movement  about  three  mutually 
perpendicular axes.  Three rate-integrating gyros are used, each performing its functions about one of 
the  required  axes.    These  functions  could  be  carried  out  by  displacement  gyros,  but  the  rate-
integrating gyro has certain advantages over the displacement type.  These are: 
a. 
A small input rate causes a large gimbal deflection (gimbal gain). 
b. 
The gyro does not suffer from nutation. 
30.  Fig  11  shows  a  simple  rate-integrating  gyro.    It  is  basically  a  can  within  which  another  can  (the 
inner gimbal) is pivoted about its vertical (ZZ1) axis.  The outer can (frame) is filled with a viscous fluid 
which  supports  the  weight  of  the  inner  gimbal  so  reducing  bearing  torques.    The  rotor  is  supported 
with  its  spin  (XX1)  axis  across  the  inner  gimbal.    In  a  conventional  non-floated  gyro,  ba1l  bearings 
support  the  entire  gimbal  weight  and  define  the  output  axis.    In  the  floated  rate-integrating  gyro  the 
entire  weight  of  the  rotor  and  inner  gimbal  assembly  is  supported  by  the  viscous  liquid,  thereby 
minimizing frictional forces at the output (ZZ1) axis pivot points.  The gimbal output must, however, be 
defined  and  this  is  done  by  means  of  a  pivot  and  jewel  arrangement.    By  utilizing  this  system  for 
gimbal axis alignment, with fluid to provide support, the bearing friction is reduced to a very low figure. 
Revised Jul 10 
 
Page 12 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
31.  The gyroscope action may now be considered.  If the whole gyro in Fig 12 is turned at a steady rate 
about  the  input  axis  (YY1),  a  torque  is  applied  to  the  spin  axis  causing  precession  about  the  output 
axis (ZZ1).  The gimbal  initially accelerates (precesses) to a turning rate such that the  viscous restraint 
equals  the  applied  torque.    The  gimbal  then  rotates  at  a  steady  rate  about  ZZ1,  proportional  to  the 
applied  torque.    The  gyro  output  (an  angle  or  voltage)  is  the  summation  of  the  amount  of  input  turn 
derived  from  the  rate  and  duration  of  turn  and  is  therefore  the  integral  of  the  rate  input.  (Note  that  the 
rate gyro discussed in paras 25 to 27 puts out a rate of turn only).  The movement about the output axis 
may  be  made  equal  to,  less  than,  or  greater  than  movements  about  the  input  axis  by  varying  the 
viscosity of the damping fluid.  By design, the ratio between the output angle (∅) and the input angle (θ) 
can be arranged to be of the order of 10 to 1.  This increase in sensitivity is called gimbal gain. 
5-11 Fig 12 Function of Rate-integrating Gyroscope 
Precession

Spin Axis
X

Applied Turn
0
Input Axis
Output Axis
Y

32.  A  gyro  mounted  so  that  it  senses  rotations  about  a  horizontal  input  axis  is  known  as  a  levelling 
gyro.    Two  levelling  gyros  are  required  to  define  a  level  plane.    Most  inertial  platforms  using 
conventional gyros align the input axis of their levelling gyros with True North and East. 
33.  Motion  around  the  third  axis,  the  vertical  axis,  is  measured  by  an  azimuth  gyro,  ie  one  in  which 
the input axis is aligned with the vertical, as in Fig 13. 
5-11 Fig 13 Rate-integrating Azimuth Gyroscope 
X
Z Input

Y
Output


Revised Jul 10 
 
Page 13 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
THE DISPLACEMENT GYROSCOPE 
Definition 
34.  A displacement gyro is a two-degree-of-freedom gyro.  It can be modified for a particular task, but 
it always provides a fixed artificial datum about which angular displacement is measured. 
Wander 
35  Wander is defined as any movement of the spin axis away from the reference frame in which it is set. 
36.  Causes of Wander.  Movement away from the required datum can be caused in two ways: 
a. 
Imperfections  in  the  gyro  can  cause  the  spin  axis  to  move  physically.    These  imperfections 
include such things as friction and unbalance.  This type of wander is referred to as real wander since 
the spin axis is actually moving.  Real wander is minimized by better engineering techniques. 
b. 
A  gyro  defines  direction  with  respect  to  inertial  space,  whilst  the  navigator  requires  Earth 
directions.    In  order  to  use  a  gyro  to  determine  directions  on  Earth,  it  must  be  corrected  for 
apparent wander due to the fact that the Earth rotates or that the gyro may be moving from one 
point on Earth to another (transport wander). 
37.  Drift and Topple.  It is more convenient to study wander by resolving it into two components: 
a.
Drift.    Drift  is  defined  as  any  movement  of  the  spin  axis  in  the  horizontal  plane  around  the 
vertical axis. 
b.
Topple Topple is defined as any movement of the spin axis in the vertical plane around a 
horizontal axis. 
38.  Summary.  Table 2 summarizes the  types of  wander.  From para 36 it should  be apparent that 
the main concern when using a gyro must be to understand the effects of Earth rotation and transport 
wander on a gyro. 
Table 2 Types of Wander 
Wander
(Any movement of the spin axis from the reference frame in which set)
Real Wander
Apparent Wander
(Actual movement of the spin axis)
(Apparent movement of the spin axis)
Real Drift
Real Topple
Apparent Drift
Apparent Topple
(Actual movement
(Actual movement about
(Apparent movement
(Apparent movement 
about the vertical axis)
 the horizontal axis)
about the vertical axis)
about the horizontal axis)
Revised Jul 10 
 
Page 14 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
Earth Rotation 
39.  In order to explain the effects of Earth rotation on a gyro it is easier to consider a single-degree-
of-freedom gyro, since it has only one input and one output axis.  The following explanation is based 
on a knowledge of rotational vector notation. 
40.  Consider a gyro positioned at a point A in Fig 14.  It would be affected by Earth rotation according 
to how its input axis was aligned, namely: 
a. 
If its input axis was aligned with the Earth’s spin axis, it would detect Earth rate (Ωe) of 15.04 º/hr. 
b.
Azimuth  Gyro.    If  its  input  axis  was  aligned  with  the  local  vertical  it  would  detect 
15.04 × sin φ  º/hr, where φ = latitude.  Note that, by definition, this is drift. 
c.
North  Sensitive  Levelling  Gyro.    If  its  input  axis  were  aligned  with  local  North,  it  would 
detect 15.04 × cos φ º/hr.  Note that, by definition, this is topple. 
d. 
East Sensitive Levelling Gyro.  Finally, if the input axis were aligned with local East, that is, 
at right angles to the Earth rotation vector, it would not detect any component of Earth rotation. 
5-11 Fig 14 Components of Earth Rate 
15.04°/hr
15.04°/hr
φ
15.04 sin φ°/hr
A
φ
Transport Wander 
41.  If an azimuth gyro spin axis is aligned with local North (ie the true meridian) at A in Fig 15 and the 
gyro is then transported to B, convergence of the meridians will make it appear that the gyro spin axis 
has drifted.  This apparent drift is in addition to that caused by Earth rotation.  The gyro has not in fact 
drifted;  it  is  the  direction  of  the  True  North  which  has  changed.    However,  if  the  gyro  is  transported 
North-South, there is no change in the local meridian and therefore, no apparent drift.  Similarly, as all 
meridians  are  parallel  at  the  Equator,  an  East-West  movement  there  produces  no  apparent  drift.  
Transport rate drift thus depends on the convergence of the meridians and the rate of crossing them; 
i.e.  the  East-West  component  of  ground  speed  (U).    The  amount  of  convergence  between  two 
meridians (C) is ch long ×  sin lat.  Any given  value of U thus produces an increase in apparent gyro 
drift as latitude increases. 
Revised Jul 10 
 
Page 15 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
5-11 Fig 15 Apparent Drift 
Meridian
Convergence
Apparent
NP
Drift
B
A
E
Q
The amount of drift due to transport rate may be found as follows: 
C (º/hr) = [ch long/hr] × sin φ. 
ch Eastings (nm / hr )
  Now, ch long/hr = 
× sec φ 
60
      and, since 1º = 60 nm and ch Eastings (nm/hr) = U 
U
        C = 
× sec φ × sin φ (º/hr) 
60
1
       but, sec φ × sin φ = 
×sin φ
 
cos φ
sin φ
 
    = 
= tan φ
 
cos φ
U
∴ C =
× tan φ (°/hr)
60
π
This can be converted to radians/hour by multiplying by  180
U
π

π
C =
 
× tan φ×
 = U × tan φ ×
60
180
60 ×180
Now an arc of length 60 nm on the Earth’s surface subtends an angle of 1º (π/180º) at the centre of 
the Earth 
π
∴ R ×
= 60  where R= Earth’s radius 
180
1
π
or,   
=
R
60 ×180
Revised Jul 10 
 
Page 16 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
Substituting into the above equation for Meridian Convergence (radians/hour) 
1
C = U × tan φ × R
U
     or,     C = 
× tan φ (radians/hour) 
R
42.  Consider now two levelling gyros, whose input axes are North and East respectively, and whose 
output axes are vertical. 
a. 
The  East  component  of  aircraft  velocity  in  Fig 16  will  be  sensed  by  the  North  gyro  as  a 
U
torque of 
 about its input axis.  If the gyro is not corrected for this transport wander, it is said, 
R
by definition, to topple. 
V
b. 
Similarly, due to the effect of aircraft velocity North, the East gyro will topple at the rate of 

R
5-11 Fig 16 Transport Wander 
Velocity
V
A
U
Apparent Wander Table 
43.  All of the equations  derived  in the study  of Earth rate  and  transport  wander rate are summarized  in 
Table 3.  The units for Earth rate can be degrees or radians, whilst for transport wander they are radians. 
44.  Correction  Signs.    The  correction  signs  of  Table  3  apply  only  to  the  drift  equations,  and  they 
should  be  applied  to  the  gyro  readings  to  obtain  true  directions.    These  correction  signs  will  be 
reversed for the Southern Hemisphere. 
Revised Jul 10 
 
Page 17 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
Table 3 Components of Drift and Topple – Earth Rate and Transport Wander Rate 
Input Axis Alignment
Local North 
Local East 
Local Vertical 
Correction 
Sign
Earth Rate 
degrees (or radians) per 
Ωe cos φ
Nil 
Ωe sin φ

hour 
Transport Wander 
U
−V
U tan φ 
+E 
radians per hour 
R
R
R
–W 
Topple 
Drift 
Ωe = Angular Velocity of the Earth 
 
R = Earth’s Radius 
φ  = Latitude 
U = East/West component of groundspeed            V = North/South component of groundspeed 
Practical Corrections for Topple and Drift 
45.  If all the corrections of Table 3 were applied to three gyros with their input axes aligned to true North, 
true East and the local vertical, true directions would be defined continuously, and in effect the gyros would 
have been corrected for all apparent wander.  However, these corrections make no allowance for the real 
wander  of  a  gyro  and  consequently  an  error  growth  proportional  to  the  magnitude  of  the  real  drift  and 
topple will exist.  As a rough rule of thumb, an inertial platform employing gyros with real drift rates in the 
order of 0.01º/hr will have a system error growth of 1 to 2 nm/hr CEP. 
46.  Flight instruments, on the other hand, employ cheaper, lower quality gyros whose drift rates may 
be  in  the  order  of  0.1º/hr.    If  these  real  drift  rates  were  not  compensated  for,  system  inaccuracies 
would be  unacceptably  large.   For this reason, some flight instruments make use of the local gravity 
vector to define the level plane, thus compensating for both real and apparent drifts. 
47.  Specifically, gyro wander may be corrected in the following ways: 
a. 
Topple.  Topple is normally corrected for in gyros by the use of either gravity switches (see 
Figs 17 and 18), or by case levelling devices (see Fig 19).  These devices sense movement away 
from the vertical and send appropriate signals to a torque motor until the vertical is re-established.  
The levelling accuracy of these methods is approximately 1º. 
b.
Drift.  Drift corrections can be achieved by: 
(1)  Calculating corrections using Table 3 and applying them to the gyro reading. 
(2)  Applying a fixed torque to the gyro so that it precesses at a rate equal to the Earth rate 
for a selected latitude.  Although this method is relatively simple, it has the disadvantage that 
the compensation produced will only be correct at the selected latitude. 
(3)    Applying  variable  torques,  using  the  same  approach  as  in  (2)  above,  but  being  able  to 
vary the torque according to the latitude.  These azimuth drift corrections make no allowance 
for real drift, which can only be limited by coupling the azimuth gyro to a flux valve. 
Revised Jul 10 
 
Page 18 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
5-11 Fig 17 Gravity Sensitive Switch 
B
C
Mercury which completes the
circuit A-B or A-C when the 
switch is tilted
A
5-11 Fig 18 Gravity Levelling 
Torque Motor
Outer ring
Inner Ring
Gravity 
Sensitive 
Switch
5-11 Fig 19 Synchro Case Levelling Device 
Null Posn
Outer Ring
Brushes 
Fixed to 
Commutator fixed 
Outer 
to Inner Ring
Ring
Insulating Strip
To Torque Motor
48.  To complete this study  of the  displacement gyro, it remains to mention a  limitation  and an  error 
peculiar to this type of gyro, namely gimbal lock and gimbal error. 
Revised Jul 10 
 
Page 19 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
Gimbal Lock 
49.  Gimbal  lock  occurs  when  the  gimbal  orientation  is  such  that  the  spin  axis  becomes  coincident 
with  an  axis  of  freedom.    Effectively  the  gyro  has  lost  one  of  its  degrees  of  freedom,  and  any 
attempted movement about the lost axis will result in real wander.  This is often referred to as toppling, 
although drift is also present. 
Gimbal Error 
50.  When a 2-degree-of-freedom gyroscope with a horizontal spin axis is both banked and rolled, the 
outer gimbal must rotate to maintain orientation of the rotor axis, thereby inducing a heading error at 
the outer gimbal pick-off.  The incidence of this error depends upon the angle of bank and the angular 
difference  between  the  spin  axis  and  the  longitudinal  axis  and,  as  in  most  systems,  the  spin  axis 
direction is arbitrary relative to North, the error is not easily predicted.  Although the error disappears 
when the aircraft is levelled, it will have accumulated in any GPI equipment, producing a small error in 
computed position. 
OTHER TYPES OF GYRO 
The Ring Laser Gyro 
51.  The  ring  laser  gyro  is  one  of  the  modern  alternatives  to  conventional  gyros  for  a  number  of 
applications including aircraft inertial navigation systems and attitude/heading reference systems.  The 
ring laser gyro has no moving parts and is not a gyroscope in the normal meaning of the word.  The 
ring laser gyro is, however, a very accurate device for measuring rotation and became the system of 
choice for use with strapdown inertial navigation systems.  A schematic diagram of a ring laser gyro is 
at Fig 20. 
5-11 Fig 20 Schematic Diagram of a Ring Laser Gyro 
Detector
Prism
Path
Length
Mirror
Control
Cavity
Anode
Anode
Cervit
Monoblock
Axis of Rotation
Mirror
Mirror
Path
Path
Length
Length
Control
Control
Cathode
Revised Jul 10 
 
Page 20 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
52.  Principle  of  Operation.    In  ring  laser  gyros,  the  rotating  mass  of  the  conventional  gyro  is 
replaced by two contra-rotating beams of light.  The main body of the gyro consists of a single piece 
(or 'monoblock') of a vitreous ceramic of low temperature coefficient (typically 'Cervit' or 'Zerodour').  A 
gas-tight  cavity  is  accurately  machined  into  the  monoblock  and  this  cavity  is  then  filled  with  an  inert 
gas, typically a mixture of Helium and Neon.  A DC electrical discharge ionizes the gas and causes the 
lasing  action.    Two  beams  of  light  are  produced,  flowing  in  opposite  directions  in  the  cavity.    Mirrors 
are  used  to  reflect  the  beams  around  the  enclosed  area,  producing  a  'laser-in-a-ring'  configuration.  
The  frequency  of  oscillation  of  each  beam  corresponds  to  the  cavity  resonance  condition.    This 
condition requires that the optical path length of the cavity be an integral number of wavelengths.  The 
frequency of each beam is therefore dependant on the optical path length. 
53.  Effect  of  Movement.    At  rest,  the  optical  path  length  for  each  beam  is  identical;  therefore,  the 
frequencies of the two laser beams are the same.  However, when the sensor is rotated about the axis 
perpendicular to the lasing plane, one beam travels an increased path length, whilst the other travels a 
reduced  path  length.  The two resonant frequencies change to  adjust to the  longer or shorter optical 
path,  and  the  frequency  difference  is  directly  proportional  to  the  rotation  rate.    This  phenomenon  is 
known  as  the  Sagnac  effect.    The  frequency  difference  is  measured  by  the  beaming  of  an  output 
signal  for  each  wave  on  to  photo  detectors  spaced  one  quarter  of  a  wavelength  apart,  causing  an 
optical  effect  known  as  an  interference  fringe.    The  fringe  pattern  moves  at  a  rate  that  is  directly 
proportional  to  the  frequency  difference  between  the  two  beams.    It  is  converted  to  a  digital  output, 
where  the  output  pulse  rate  is  proportional  to  the  input  turn  rate,  and  the  cumulative  pulse  count  is 
proportional to the angular change.  This effect can be quantified using simplified maths, where it can 
be shown that the frequency difference ∆f of the two waves is: 
A is the area enclosed by the path. 
4 Ω
A
λ is the oscil ating wavelength. 
f
∆ = λ
Where:
L
L is the length of the closed path. 
Ω is the rate of rotation. 
54.  Gyro  Control.    The  reason  why  the  two  beams  have  to  occupy  the  same  physical  cavity  is  the 
sensitivity of laser light to cavity length.  If they did not, a temperature induced difference in path length 
could  result  in  a  large  frequency  mismatch  between  the  two  beams.    The  path  length  control 
mechanism is used to  alter the  intensity  of the laser and thus control expansion  due to excess heat.  
To  help  avoid  perceived  differences  in  path  length  due  to  flow  of  the  Helium/Neon  gas  mix,  two 
anodes are used to balance any flow caused by ionization. 
55.  Error Sources.  Ring laser gyros are subject to a number of errors, the most notable are: 
a. 
Null  Shift.    Null  shift  arises  due  to  a  difference  in  path  length  as  perceived  by  the  two 
opposite  beams,  thus  producing  an  output  when  no  rotation  exists.    The  major  causes  of 
perceived path length difference are: 
(1)  Differential movement of the gas in the cavity. 
(2)  Small changes in the refractive index of the monoblock material as the direction of travel 
of the laser light changes. 
b. 
Lock-in.  Lock-in occurs when the input rotation rate of the gyro is reduced below a critical 
value causing the frequency difference between the clockwise and anti-clockwise beams to drop 
to zero.  One of the main causes of this phenomenon is backscatter of light at the mirrors.  Some 
of  the  clockwise  beam  is  reflected  backwards,  thereby  contaminating  the  anti-clockwise  beam 
Revised Jul 10 
 
Page 21 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
with the clockwise frequency.  Similarly, backscattering of the anti-clockwise beam contaminates 
the  clockwise  beam.    With  low  input  rotational  rates,  the  two  beams  soon  reach  a  common 
frequency  which  renders  detection  of  rotation  impossible.    Several  methods  are  used  to  ensure 
that  lock-in  is  minimized.    One  method  is  to  physically  dither  the  gyro  by  inputting  a  known 
rotation rate in one direction, immediately followed by a rotation rate in the opposite direction.  As 
the dither rate is known, it can be removed at the output stage.  The dither ensures that the two 
frequencies are kept far enough apart to avoid lock-in. 
56.  Advantages of the Ring Laser Gyro.  The main advantages of the ring laser gyro are: 
a. 
Its performance is unaffected by high 'g'. 
b. 
It has no moving parts and therefore has high reliability and low maintenance requirements. 
c. 
It has a rapid turn-on time. 
57.  Disadvantage of the Ring Laser Gyro.  The technical problems associated with ring laser gyros 
can  all  be  overcome.    However,  solution  of  these  problems  inevitably  increases  costs  which  are 
already very high due to the complex, 'clean-room' manufacturing facilities needed to provide: 
a. 
Precision machining and polishing. 
b. 
High quality mirrors. 
c. 
Very good optical seals. 
d. 
A carefully balanced mix of Helium and Neon, free of contaminants. 
58.  Summary.    While  the  ring  laser  gyro  represents  a  major  advance  over  the  traditional  spinning 
gyro,  it  is  only  one  of  a  number  of  possible  alternatives.    The  search  for  new  gyroscopic  devices 
continues, driven by considerations of both cost and accuracy. 
Fibre Optic Gyros 
59.  As  previously  outlined,  the  major  disadvantage  of  ring  laser  gyros  is  their  high  cost  due  to  the 
precise  engineering  facilities  required  to  manufacture  them.    The  fibre  optic  gyro  (see  Fig  21),  first 
tested  in  1975,  works  on  the  same  principal  as  the  ring  laser  gyro  (the  Sagnac  effect)  but  no  longer 
relies on a complex and costly block and mirror system since it uses a coil of fibre optic cable. 
Revised Jul 10 
 
Page 22 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
5-11 Fig 21 Fibre Optic Gyro 
Fibre Optic Loop
Light
Beam Splitter
Source
Signal Processor
Photo
 Detector
Converts p o
h to detector
signals into angular rate
Optical
Electrical
Vibrating Gyros 
60.  Vibrating  gyros  work  by  exploiting  the  Coriolis  effect  and,  while  not  yet  as  accurate  as  optical 
gyros, are much smaller and cheaper to produce. 
61.  The  'GyroChip'  (Fig  22)  uses  a  vibrating  quartz  tuning  fork  as  a  Coriolis  sensor,  coupled  to  a 
similar fork as a pickup to produce the rate output signal.  The piezoelectric drive tines are driven by 
an  oscillator  to  vibrate  at  a  precise  amplitude,  causing  the  tines  to  move  toward  and  away  from  one 
another at a high frequency.  This vibration causes the drive fork to become sensitive to angular rate 
about an axis parallel to its tines, defining the true input axis of the sensor. 
5-11 Fig 22 The 'GyroChip' Vibrating Gyro 
Drive Oscillator
Drive
Tines
Amplitude
A
Controller
DC Rate
Signal
-
+
Filter
Amplifier
Synch
Filter
Pickup
Demodulator
A
Amplifier
Tines
Pickup Amplifier
62.  Vibration  of  the  drive  tines  causes  them  to  act  like  the  arms  of  a  spinning  ice  skater,  where 
moving them in causes the skater’s spin rate to increase and moving them out causes a decrease in 
rate.    An  applied  rotation  rate  causes  a  sine  wave  of  torque  to  be  produced,  resulting  from  'Coriolis 
Acceleration', in turn causing the tines of the Pickup Fork to move up and down (not toward and away 
from one another) out of the plane of the fork assembly. 
Revised Jul 10 
 
Page 23 of 24 

AP3456 – 5-11 - Introduction to Gyroscopes 
63.  The  pickup  tines  thus  respond  to  the  oscillating  torque  by  moving  in  and  out  of  plane,  causing 
electrical  output  signals  to  be  produced  by  the  Pickup  Amplifier.    These  signals  are  amplified  and 
converted  into  a  DC  signal  proportional  to  rate  by  use  of  a  synchronous  switch  (demodulator)  which 
responds  only  to  the  desired  rate  signals.    The  DC  output  signal  of  the  'GyroChip'  is  directly 
proportional  to  input  rate,  reversing  sign  as  the  input  rate  reverses,  since  the  oscillating  torque 
produced by Coriolis reverses phase when the input rate reverses. 
Revised Jul 10 
 
Page 24 of 24 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
CHAPTER 12 - GYRO-MAGNETIC COMPASSES 
Introduction 
1. 
The direct indicating compass is subject to errors due to two main causes, magnetic fields of the 
aircraft  structure  and  flight  accelerations.    In  the  case  of  the  direct  indicating  compasses,  magnetic 
fields due to aircraft magnetism are accentuated by the necessary positioning of the compass so that 
it  can  be  read  by  the  pilot/navigator,  i.e.  in  the  cockpit  where  the  deviating  effects  due  to  hard  iron 
(including  DC  fields)  and  soft  iron  fields  are  large.    The  pendulously  suspended  magnet  system  is 
subject to errors due to accelerations. 
2. 
In addition  to these errors, the effect of reduction  in the directional force acting  on the detecting 
element  renders  the  direct  reading  instrument  unreliable  in  high  magnetic  latitudes  where  the 
horizontal  component  of  the  Earth’s  magnetic  field  is  weak.    This  has  the  effect  of  making  the 
compass  sluggish  in  indicating  a  change  of  heading.    After  an  alteration  of  heading,  the  detecting 
element will oscillate for a considerable time before settling down. 
3. 
A  further  disadvantage  of  the  direct  indicating  compass  is  that  indications  of  direction  can  be 
given  at  only  one  position  in  the  aircraft.    Since  the  Earth’s  magnetic  field  strength  cannot  provide 
sufficient  torque for driving repeater  indicators from one master detector element, separate compass 
systems must be provided for each crew member requiring a heading readout. 
4. 
The remote indicating compass was developed to reduce the errors of the direct indicating compass 
and  to  evolve  an  instrument  giving  automatic  continuous  direction  which  could  be  fed  to  other 
instruments.    Although  a  number  of  these  systems  have  been  designed  using  different  detecting  and 
stabilizing techniques, the gyro stabilized remote indicating (gyro-magnetic) compass gradually evolved. 
General 
5. 
The  gyro-magnetic  compass  consists  essentially  of  a  magnetic  compass  whose  indications  are 
stabilized gyroscopically so that the effects of turning and acceleration errors are reduced.  A gyroscope is 
unaffected by changing magnetic fields or by normal aircraft accelerations but its heading indications may 
be inaccurate due to the effect of precessional forces caused by friction, incorrect balance etc.  Since the 
commonly used detecting element, the fluxvalve, is pendulously suspended, it is affected by accelerations.  
Therefore,  the principle  underlying  the gyro-magnetic system is to  integrate  the  heading  indication  of the 
magnetic compass with the directional properties of a gyroscope so that a compromise between the two is 
achieved.  The net result is to reduce the individual errors of each.  The technique most commonly used is 
to  reference  the  azimuth  gyroscope  initially  to  the  magnetic  meridian  and  to  maintain  the  relationship  by 
applying precessional forces to the gyroscope based on long-term magnetic azimuth information from the 
fluxvalve detector.  The degree of control of the fluxvalve over the gyroscope, or the monitoring rate, is of 
considerable importance.  For example, in a turn the fluxvalve heading is likely to be in error so the control 
rate must be engineered so that the induced heading is that of the gyro.  At the same time, there must be 
sufficient control to correct the gyro drift. 
Basic Components 
6. 
When  considering  the  various  units  associated  with  the  design  of  gyro-magnetic  compass 
systems, it is logical to break them down into three basic components, the fluxvalve, the transmission 
and display system, and the gyroscope. 
Revised May 10   
Page 1 of 19 


AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
7. 
The  Fluxvalve.    A  fluxvalve  is  the  detecting  element  of  many  remote-indicating  compasses  and  it 
provides the long-term azimuth reference for the gyroscope.  It is usually remotely located in a wing tip or 
fin in an area relatively free from aircraft magnetic disturbances. 
5-12 Fig 1 Detector Unit with Fluxvalve Element 
Cover Plate
Terminal Lug
Hooke s
’  Joint
Detector Unit
Exciter Coil
Mounting Flange
Moulded Case
Fluxvalve Spoke
Core
Pendulous Weight
Pick-off Coil
8. 
The  Transmission  and  Display  System.    The  transmission  system  provides  data  transmission 
between compass system components and to associated equipments.  Control synchros are usually used 
for this purpose.  For a heading display, the rotor of a control receiver can be attached to a digital counter, a 
moveable pointer against a fixed card or a moveable card against a fixed lubber line. 
9. 
The  Gyroscope.    Short-term  azimuth  stability  is  typically  provided  by  a  two  degree-of-freedom 
gyro with the input axis vertical, i.e. the spin axis in the local horizontal plane. 
Fluxvalve Theory 
10.  The fluxvalve consists of a sensitive pendulous element mounted within the detector unit (see Fig 1).  
The fluxvalve is free to swing within limits (usually ± 25º) but is fixed to the aircraft in azimuth.  The element is 
suspended  by  a  Hooke’s  Joint  (a  common  form  of  universal  joint)  with  the  whole  assembly  being 
hermetically  sealed  in  a  case  partially  filled  with  oil  to  dampen  oscillations.    A  deviation  compensator  is 
usually mounted on top of the unit. 
11.  The  pendulous  detector  element  resembles  a  three-spoke  wheel  with  the  spokes  120º  apart  and 
slotted through the rim.  The rim forms a collector horn for each spoke.  The horns and spokes are made 
up of a series of metal laminations having a high magnetic permeability.  Each spoke has a vertical cross-
section similar to that shown in Fig 2.  The spoke consists of two superimposed legs which are separated 
by plastic material and opened out to enclose the central hub core.  This core has an exciter coil wound 
round it on a vertical axis, and each spoke has a pick-off coil wound round both legs on a horizontal axis.  
The exciter coil is fed with 400 Hz single phase AC.  The output of the secondary or pick-off coil is an 800 
Hz single  phase  AC current, the  amplitude and phase representing  the relationship of magnetic  North to 
the aircraft longitudinal axis (magnetic heading). 
Revised May 10   
Page 2 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
5-12 Fig 2 Vertical Cross-section of a Spoke 
Pick-off Coil
Exciter
Coil
Plastic Material
12.  In  order  to  appreciate  the  operation  of  the  fluxvalve  it  is  necessary  to  consider  an  individual 
spoke.  The function of a spoke will be developed in a series of diagrams (Figs 3 to 10). 
13.  If a single coil is placed in a magnetic field, the magnetic flux passing through the coil is maximum 
when the axis of the coil is in line with the direction of the field, zero when the coil lies at right angles to 
the field, and maximum (but of opposite sense relative to the coil)  when turned  180º from its original 
position.  For a coil placed at an angle θ to a field of strength H (see Fig 3) the field can be resolved 
into two components, one along the coil equal to H cos θ and the other at right angles to the coil equal 
to H sin θ.  The H cos θ component is parallel to the coil and is the effective flux producing element.  
Therefore, the total flux passing through the coil is proportional to the cosine of the angle between the 
direction of the coil axis and the direction of the field.  The coil output curve is shown at Fig 4.  If the 
coil  is  in  the  horizontal  plane  with  its  axis  parallel  with  the  aircraft  longitudinal  axis,  its  output  is 
affected by the horizontal component of the Earth’s magnetic field and the flux passing through the coil 
is proportional to the magnetic heading of the aircraft. 
5-12 Fig 3 Magnetic Flux Components 
Magnetic
North
H
H sin θ
H θ
θ
H cos θ
5-12 Fig 4 Variation of Flux with θ
+H
θ
Flux 0
090
180
270
360
H
14.  Unfortunately,  the  simple  concept  just  described  cannot  be  used  without  modification  as  a 
heading reference system for two important reasons.  Firstly, the voltage induced into a coil depends 
on the rate of change of flux.  Therefore, once established on a heading, there would be no change of 
flux and, consequently, no induced voltage.  Secondly, the output of the simple detection device would 
be  subject  to  heading  ambiguity,  i.e.  there  are  always  two  headings  which  cause  the  same  induced 
output  voltage.    Therefore,  the  problem  that  must  be  solved  is  how  to  produce  an  output  waveform 
Revised May 10   
Page 3 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
which is  proportional  in some way (frequency, phase or  amplitude) to the components of the  Earth’s 
field and linked with the coil.  This is achieved in the fluxvalve by introducing an alternating magnetic 
field in addition to the static field caused by the horizontal component of the Earth’s magnetic field. 
15.  Fig  5  shows  the  relationship  between  flux  density  (B)  and  magnetizing  force  (H)  known  as  the 
hysteresis loop for the permalloy commonly used in the legs of the flux valve spokes.  Permalloy has a 
very  high  magnetic  permeability  (µ  =  B/H)  and  a  corresponding  low  hysteresis  loss.    In  the  following 
discussion, the hysteresis loop is represented by a single line curve. 
5-12 Fig 5 Hysteresis Curve for Permalloy 
)
ity
s
n
e
D
x
lu
(F
B
H
 (Magnetizing Force)
16.  One spoke of the three-spoke fluxvalve is shown diagrammatically in Fig 6.  It consists of a pair of 
soft  iron  (usually  permalloy)  cores  each  wound  with  a  primary  coil.    The  winding  on  one  core  is  the 
reverse of that on the other.  The AC supply is just sufficient, at peak power, to saturate magnetically 
each of the parallel soft iron cores.  A secondary coil, wound round the two primaries, is linked with the 
circuit, and any change of flux through it induces a voltage and current flows. 
5-12 Fig 6 Simple Fluxvalve 
Primary Windings
A
AC
individually about 
Supply
Cores A and B
B
Secondary Windings
about Cores A and 
B simultaneously
17.  Fig  7  shows  the  400  Hz  alternating  flux  induced  in  the  top  leg  by  the  excitation  current 
considering only the top leg of the spoke and the effect of the excitation. 
Revised May 10   
Page 4 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
5-12 Fig 7 The Effect of Excitation Current in the Top Leg Only 
B
Flux in Top Leg of
Spoke Induced by
Excitation Current
H = 0
Time
Exciter Current
and ∴ Mag Force
in Top Leg of Spoke
T
im
e
18.  Now considering the bottom leg only;  the flux induced in this leg by the  excitation current  will at 
any instant be in the opposite direction to that induced in the top leg, i.e. the flux in the bottom leg is 
180º out of phase with the flux in the top leg as shown in Fig 8. 
5-12 Fig 8 The Effect of the Excitation Current in the Bottom Leg Only 
B
H = 0
Time
Flux in Bottom
Leg of Spoke
Exciter Current
and   
∴ Mag Force
in Bottom Leg of Spoke
T
im
e
19.  Since  the  top  and  bottom legs are identical, the amplitudes of the flux of the  two legs are  equal 
but  180º  out  of  phase  with  each  other  relative  to  the  pick-off  coil,  which  is  wound  round  both  legs.  
Therefore,  the  resultant  flux  cutting  the  pick-off  coil,  which  is  the  algebraic  sum  of  the  flux  in  the  top 
and bottom legs is zero as shown in Fig 9. 
Revised May 10   
Page 5 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
5-12 Fig 9 The Effect of the Excitation Current in Both Legs
B
Flux in 
Flux in 
Top Leg
Bottom Leg
H = 0
Time
Exciter Current and   
∴ Mag 
Force in Top and Bottom Legs
B
Time
0
Resultant Flux
Cutting Pick-off Coil
20.  If the horizontal component of the Earth’s magnetic field (H) is now added in line with the spoke, it will 
induce a steady flux in both legs of the spoke which will be added to the flux due to the excitation current.  
The effect,  as shown  in Fig 10,  will  be to  bias  the  datum for the magnetizing force, due  to  the  excitation 
current, on the B-H curve by an amount equal to H.  The strength of the excitation current is so arranged 
that the effect of the introduction of the Earth’s magnetic field component is to bring the flux density curves 
in Fig 10 onto the saturation part of the hysteresis curve.  The resultant flux cutting the pick-off coil, which is 
the algebraic sum of the fluxes in the top and bottom legs, will no longer be zero but will have a resultant 
proportional  in  amplitude  to  heading.    The  emf  induced  in  the  pick-off  coil  is  proportional  to  the  rate  of 
change of flux cutting the coil and therefore will have a waveform approximating to a sine wave at 800 Hz, 
ie twice the frequency of the excitation current as shown in Fig 10.  It has been found by experiment that 
the amplitude of the emf is proportional to H.  Therefore, the emf in the pick-off coil is a measure of H, i.e. 
the horizontal component of the Earth’s magnetic field in line with the spoke.  This should be apparent from 
Fig 10 in that, if a greater H is detected, the excitation current is biased further from the mid-point of the 
hysteresis curve,  and the  imbalance between the upper and  lower  leg fluxes  will  increase.   Therefore,  a 
greater resultant flux exists which will induce an emf of greater amplitude in the pick-off coil.  A plot of the 
amplitude of the pick-off coil output voltage would show that it varies as the cosine of the magnetic heading. 
5-12 Fig 10 The Combined Effects of the Excitation Current and the Component of the Earth’s Field
B
Saturation Point
Flux in Top Leg
Flux in Bottom Leg
Time
H
Exciter
Current and
∴Mag Force
Resultant Flux
in Top and
Cutting Pick-off 
Bottom Legs
Coil
Biased by H
EMF Induced
in Pick-off Coil
Revised May 10   
Page 6 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
21.  It should be apparent that there are two magnetic headings corresponding to zero flux (90º and 270º) 
and two headings corresponding to a maximum flux.  The two maximum values give the same reading on 
an AC voltmeter since the instrument cannot take into account the direction of the voltage.  For any other 
value of flux (other than zero), there will be four headings corresponding to a single voltmeter reading.  This 
ambiguity is overcome by using a fluxvalve having three spokes (each spoke similar to the single spoked 
device previously discussed) with 120º separation as shown in Fig 11.  Regardless of the heading, at least 
two of the spokes will have a voltage induced and their vector sum points to magnetic North (see Fig 12).  
The simple one-spoke detector suffers from another limitation in that the value of H changes with magnetic 
latitude.  This produces a change in the static flux linking the spoke, even though the heading may remain 
unchanged.  This limitation is overcome in the three-spoke fluxvalve because the flux associated with each 
spoke  will  change  in  proportion  to  the  change  in  H.    The  resultant  field  across  the  receiver  stator  is  still 
aligned with H (see Fig 13). 
5-12 Fig 11 Detector Unit and Transmission System – Schematic 
Detector Unit
Control
Transformer
Pick-off
coil
r
Stator
lifie
p
Rotor
m
A
o
T
Flux
To
Collector
Exciter Coil
Horn
5-12 Fig 12 Operation of the Three-spoke Fluxvalve 
000°M
010°M
090°M
350°M
270°M
180°M
Revised May 10   
Page 7 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
5-12 Fig 13 Eliminating Latitude Ambiguity 
1
Stator
1
Stator
Field
Field
H
H
3
2
3
2
Flux
Flux
Valve
Valve
20° N
70  
° N
22.  In  the  three-spoke  fluxvalve,  a  single  primary  coil  excites  all  six  cores.    If  a  single  arm  of  the 
fluxvalve is considered, it will be apparent that the top and the bottom of the exciter coil have opposite 
polarity.  The flux induced in the upper core of the spoke is equal and opposite to that induced in the 
lower core and this is exactly the effect produced by the primary windings in the simple fluxvalve.  The 
three arms of the fluxvalve are wound with secondary or pick-off coils which are star connected.  The 
exciter coil is fed with 400 Hz single-phase current so that each of the three pick-off coils has an emf 
at 800 Hz induced in it whose amplitude is proportional to the magnetic heading of the aircraft.  Each 
core of the fluxvalve is fitted with a flux collector horn to concentrate the Earth’s lines of force through 
the core.  This increases the static flux and therefore the induced voltage. 
The Transmission/Display System 
23.  It has been shown that the resultant field produced by the three pick-off coils is directly related to 
the direction of the horizontal component of the Earth’s magnetic field.  It is now necessary to convey 
this heading information from the detector unit to those positions in the aircraft where the information 
is required.  This is achieved by means of the transmission system. 
24.  The fluxvalve can be likened to a control transmitter where the transmitter rotor field is represented 
by the horizontal component of the Earth’s magnetic field.  The voltage induced in the fluxvalve pick-off 
coils cause a current to flow along the connecting lines to the receiver stator (see Fig 14).  A field is set 
up across the receiver stator in a direction determined by the resolution of the current flowing in each of 
the receiver stator coils.  When the pattern of current flow changes in the receiver stator, as a result of 
the effects of a heading change in the fluxvalve, the direction of the induced field will change accordingly.  
A null seeking rotor will follow this field change since it remains at right angles to the field and may be 
used to transmit any change in aircraft heading. 
5-12 Fig 14 Action of the Fluxvalve and Transmission System 
Display
3
2
1
1
3
2
Note:
Current Flow is AC.
It is shown in One Direction for Simplicity.
Red Arrows represent Stator Fields.
Revised May 10   
Page 8 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
25.  The  outputs  from  the  second  and  third  fluxvalve  spokes  may  be  wired  to  the  second  and  third 
receiver stator coils respectively or vice versa.  The wiring will depend on whether it is necessary to drive 
a  compass  needle  or  a  compass  card.    If  the  aircraft  alters  heading  to  starboard,  the  field  across  the 
fluxvalve (which always points to magnetic North) will rotate in an anti-clockwise direction.  In this case a 
compass  needle  must  rotate  clockwise  (therefore  2  to  3  and  3  to  2),  but  a  card  rotating  against  a 
stationary lubber line must rotate anti-clockwise in which case the second and third fluxvalve spokes are 
attached to their respective receiver stator coils. 
HEADING ERRORS INDUCED BY THE FLUXVALVE 
General 
26.  The  errors  discussed  under  this  section  are  limited  to  those  evident  in  a  magnetic  compass 
system without gyroscopic azimuth stabilization, i.e. the fluxvalve is connected directly to the indicator.  
This  approach  will  simplify  the  presentation  of  the  errors  associated  only  with  the  fluxvalve  without 
having to consider gyro behaviour.  It can be said at this point that those errors are present to some 
extent  even  in  gyro-magnetic  compass  systems.    Since  most  compass  systems  in  use  have 
refinements  which  to  some  extent  compensate  the  errors  outlined  here,  the  following  discussion 
considers  a  single  system  without  compensation  or  refinement  of  any  sort  apart  from  deviation 
correction.  Such a system is illustrated in Fig 15. 
5-12 Fig 15 Simple Remote Indicating Compass 
Transmission Lines
Flux
Indicator
Valve
Detector Tilt Error 
27.  The  fluxvalve  will  provide  a  correct  output  of  magnetic  heading  only  if  the  detecting  element  is 
maintained  in  the  local  horizontal  plane,  i.e.  only  detecting  the  horizontal  component  of  the  Earth’s 
magnetic field (H).  Any vertical component of the Earth’s field (Z) linked through the fluxvalve coils will 
cause  an  error  in  the  output  heading.    At  this  stage,  it  is  sufficient  to  note  that  even  small  tilts  can 
cause significant errors  in  heading.   In ostensibly  straight and level flight,  accelerations act  upon the 
fluxvalve which tilt it slightly and small errors result.  During manoeuvres the accelerations, and hence 
the tilts and errors, can be quite large. 
28.  Fig  16  illustrates  a  fluxvalve  fitted  in  an  aircraft  on  a  heading  of  magnetic  North.    The  currents 
induced  in  spokes  1,  2  and  3  are  such  that  they  produce  component  magnetic  fields  in  the  error 
detector  which  compound  to  produce  a  resultant  magnetic  field  in  a  direction  indicating  magnetic 
North.  Only the horizontal component (H) threads the fluxvalve spokes to produce this result. 
29.  In Fig 17 the fluxvalve is tilted through 90º to port.  The induced currents in the spokes change as 
the  components  of  the  total  field  through  them  change.    Therefore,  in  this  case  the  component  in 
spoke 1 remains unchanged while that in 2 increases and 3 decreases.  The resultant field in the error 
detector is displaced  and an error in heading results.   In this case the direction  of magnetic North  is 
rotated  anti-clockwise  and  the  heading  indication  is  an  over  reading.    At  intermediate  tilts,  the  error 
would be less. 
Revised May 10   
Page 9 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
5-12 Fig 16 Indication of Magnetic North 
N(M)
Plan View
N(M)
of Detector
1
H
1
2
3
2
3
(N)
Indicated
Components
1
Received 
at Error
Z
Detector
3
2
5-12 Fig 17 Effect of a Gross Tilt to Port 
(N) M
Plan View
N(M)
of Detector
2
1
H
1
3
2
(N)
Indicated
3
Components
H
Dip
Received 
1
at Error
Detector 
Z
Z
3
2
30.  The error also depends on magnetic dip for, if the case at Fig 17 is repeated with a different dip, 
the components threading the spokes will alter.  In Fig 18, the dip is increased, thereby increasing the 
error and reversing one component in this particular case. 
5-12 Fig 18 Effect of Change of Dip 
(N) M
N(M)
2
Plan View
H
of Detector
1
1
Dip
H
3
3
2
Components
Received 
(N
Z
)
In
1
at Error
Z
dic
Detector 
ated
3
2
Revised May 10   
Page 10 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
31.  The direction of tilt relative to the total field is also important.  Fig 19 shows how a tilt in the direction of 
the  total  field  may  produce  no  error.    In  this  case,  the  flux  flow  through  each  spoke  changes  but  the 
proportion  of  one  to  the  other  remains  unchanged.    The  intensity  of  the  resultant  field  increases  but  the 
direction remains the same.  A second case exists in which the tilt is in the opposite sense as in Fig 20.  
Here, if the tilt exceeds (90º – dip), the flux flow in each spoke is reversed and the error is 180º. 
5-12 Fig 19 Effect of Direction of Tilt 
(N) M
2
Plan View
of Detector
N(M)
3
1
H
3
2
1
(N)
Indicated
Components
Received 
at Error
1
Detector 
Z
3
2
5-12 Fig 20 Tilt Exceeds (90º – Dip) 
(N) M
1
Plan View
1
N(M)
of Detector
H
2
3
2
3
Components
Received 
at Error
1
Detector 
Z
3
2
(N) Indicated
32.  Therefore, the error produced by tilting depends on the following factors: 
a. 
Angle of tilt 
b. 
Direction of tilt. 
c. 
Magnetic dip (δ) 
Typical values of the error in the fluxvalve output are shown against the direction θ of the axis of tilt for 
various values of tilt in Fig 21.  In general, the bigger the tilt and the dip, the larger the error.  Gross 
errors occur when tilt is greater than (90º − δ) due to field reversal (see para 31). 
Revised May 10   
Page 11 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
5-12 Fig 21 Typical Errors in Magnetic Heading Due to Tilt 
-30°
10° Tilt
Anti-clockwise (Port)
-20°
-10°
r
rro


E
10°
+10°

+20°
10°
Clockwise Tilts
(Stbd)
+30°Dip = 70°
90°
180°
270°
Dip = 30°
33.  A number of factors exist during flight which can cause fluxvalve tilts; these include: 
a. 
Central acceleration caused by aircraft turns. 
b. 
Coriolis accelerations. 
c. 
Vehicle movement (rhumb line) acceleration. 
d. 
Fluxvalve vibration. 
e. 
Aircraft linear acceleration. 
These are discussed in paras 44-49. 
THEORY OF THE GYRO-MAGNETIC COMPASS 
General 
34.  To overcome the inaccuracies in magnetic heading obtained from a tilted fluxvalve, a gyro must 
be added to the system.  The incorporation of a gyro introduces a number of new errors in the heading 
output  of  the  system,  but  these  errors  are  more  than  offset  by  the  improvement  in  accuracy  which 
results  from  having  an  accurate  mechanical  datum  about  which  any  change  of  heading  may  be 
measured.    Any  tendency  for  the  gyro  to  drift  away  from  its  alignment  datum  may  be  checked  by 
slaving it to the fluxvalve when the aircraft is straight and level. 
Mechanization 
35.  The simple schematic at Fig 22 shows  a  basic,  uncorrected and  uncompensated gyro-magnetic 
compass  system.    The  fluxvalve  magnetic  heading  is  compared  with  gyro  heading  at  an  error 
detection device.  If the two headings are not equal, an error signal is developed, amplified and used 
to  precess  the  gyro.    This  precession  continues  until  the  two  headings  are  equal  and  the  correct 
heading is displayed.  An important principle is illustrated here.  Since gyro heading is displayed, if an 
error exists in gyro heading, the displayed heading must also be in error. 
Revised May 10   
Page 12 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
5-12 Fig 22 Basic Gyro-magnetic Compass 
Error Detector
Fluxvalve Detector
Error Signal (ε)
Magnetic Heading
Gyro
Heading
Gyro Correction
Gyro
Display
Precession (wc)
36.  The method of mechanizing the gyro precession loop is of extreme importance.  Three methods 
of accomplishing the task are as follows: 
a. 
Step function (bang-bang) correction. 
b. 
Linear function correction. 
c. 
Limited linear function correction. 
37.  The step function correction technique requires the gyro-fluxvalve error signal (ε) to be removed at a 
fixed rate (Wc) whenever it is generated (see Fig 23a).  Not only is such a system difficult to engineer, 
but also gyro behaviour suffers severely from nodding or nutation and secondary precession. 
5-12 Fig 23 Gyro Correction Techniques 
Fig 23a 
Fig 23b 
Fig 23c 
Step Function
Linear Function
Limited Linear Function
3
3
3
s
s
s
e 2
e 2
e 2
re
re
re
g
g
g
e
e
e
D
D
D
) 1
) 1
) 1
(
(
(
0
0
0
0
1
2
3
0
1
2
3
0
1
2
3
w
o
o
o
c
w  (
  /m
/ i
m n)
i
wc
w  (
  /m
/ i
m n
i )
n
w  
c (
  /m
/ i
m n
i )
n
38.  The  linear  correction  technique  (Fig  23b)  appears  to  be  ideal  since  the  correction  rate  (Wc)  is 
proportional  to  the  error  signal  (ε),  i.e.  for  small  errors,  small  torques  are  applied  and  vice  versa.    A 
problem  exists  when  very  large  errors  occur.    For  example,  modern  gyro-magnetic  compasses 
commonly  use  the  random  gyro  azimuth  technique  in  which  the  gyro  spin  axis  can  point  in  any 
Revised May 10   
Page 13 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
direction relative to magnetic North or aircraft heading.  When the system is initially switched on, 180º 
can exist between gyro and magnetic heading.  If the system was mechanized to provide an adequate 
rate of precession for small errors, 180º would demand an excessive precession rate.  Therefore, the 
purely linear system also has its limitations. 
39.  The  common  solution  to  the  precession  mechanization  problem  is  a  compromise  between  the 
step  function  and  the  linear  function  techniques  -  namely  the  method  shown  in  Fig  23c,  the  limited 
linear  technique.    In  a  gyro-magnetic  compass  system  in  which  the  gyro  is  controlled  by  the  limited 
linear concept, gyro precession rates are proportional to the error signal for small discrepancies.  For 
example, in Fig 23c, the gyro precession rate (Wc) is proportional to ε, where ε is ≤ 2º, however, Wc
cannot exceed 2º per min regardless of the size of ε. 
40.  Time Constant.  The rate  of precession  in  a  limited  linear system is controlled by  the  amplified 
error  signal  and,  for  the  linear  portion  of  the  curve,  is  arranged  to  be  proportional  to  the  error.  
Therefore, assuming small errors, the rate of precession multiplied by a constant is equal to the gyro-
fluxvalve discrepancy  of WcK = ε (degrees).  If Wc is in degrees  per minute  and ε is in  degrees, the 
dimension  of  K  must  be  time.    Therefore,  if  τ  is  substituted  for  K  and  it  has  the  dimension  of  time 
(commonly minutes), τ is referred to as the time constant of the system. 
ε = Wc τ
Therefore if ε = 2º and τ = 0.5 minutes, the rate of precession (Wc) is given by: 
ε
°
2
Wc =
=
= 4° per min
τ
0.5min
Obviously the larger the time constant, the slower is the rate of precession.  Notice that τ does not express 
explicitly  the  time  to  correct  a  given  error  since  the  rate  of  correction  reduces  as  the  error  reduces  so  it 
takes  much  longer  than  τ  minutes  to  correct  the  error.    Since  the  error  reduces  exponentially,  τ  directly 
gives the time it takes to remove 63% of the error.  It would require approximately 5τ to remove all the error 
in  a  step  error  function.    Therefore,  for  an  initial  error  of  2º  and  a  τ  of  2  minutes,  the  error  will  reduce 
exponentially until at the end of 5τ (10 mins) the error is effectively reduced to zero. 
41.  Significance  of  τ.    The  authority  of  the  fluxvalve  over  the  gyro  is  effectively  controlled  by  τ.    If  the 
compass system contains a poor quality gyro, it would be expected that any discrepancy between gyro and 
fluxvalve was caused by the gyro; therefore, a short τ should be anticipated.  Conversely, if a high quality 
gyro with a low real drift rate is incorporated, the gyro should be less closely tied to the fluxvalve and a large 
time constant anticipated. 
42.  Typical  Gyro  Slaving  Mechanization.    The  implementation  of  a  typical  limited  linear  control  is 
illustrated  in  the  block  diagram  at  Fig  24  and  the  schematic  at  Fig  25,  the  currents  induced  in  the 
spokes  of  the  fluxvalve  are  passed  to  a  receiver  synchro  (CT)  and  produce  a  field  across  the  rotor 
from which the aircraft magnetic heading can be determined.  The electrical output of the rotor is taken 
to the gyro azimuth precession coils which are threaded by a permanent magnet.  If the rotor is not at 
right angles to the field set up by the stator coils, a current will flow through the precession coils setting 
up a magnetic field which will set up a force on the permanent magnet.  This rotational torque will be 
translated through 90º by the gyro and will cause it to precess in azimuth.  As the gyro precesses, the 
rotor  is  repositioned  by  mechanical  feedback  until  eventually  it  reaches  its  null  position.    Since  the 
compass needle is driven by the gyro, when the receiver rotor is lying in the null position, the fluxvalve, 
gyro, and compass needle will all be correctly aligned.  If an error occurs between gyro and fluxvalve, 
the rotor will be misaligned causing a current to flow in it which is fed to the precession coil to correct 
the  gyro.    As  the  rotor  approaches  the  null,  the  current  flowing  in  it  will  reduce.    The  current  flowing 
Revised May 10   
Page 14 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
through  the  precession  coil  will  also  reduce,  therefore  the  rate  of  gyro  precession  decreases  as  the 
error diminishes. 
5-12 Fig 24 Gyro-magnetic Compass Block Diagram 
Fluxvalve
Mag Hdg
Error
Detector
Sensor
Unit
Gyro Hdg
Error Loop
Gyro
Precession
Signal
Azimuth
Display
Gyro Hdg
Gyro
5-12 Fig 25 Typical Gyro Slaving Mechanization (Simplified Schematic) 
Fluxvalve
Control
Null Seeking
Transformer (CT)
Rotor
Precession
Coil
Display
Permanent
Magnet

+
Gyro Rotor
43.  The Change in τ with H.  Fig 26 illustrates the relationship between H field strength and gyro 
precession  rate  in  a  typical  compass  system.    As  the  H  field  strength  decreases  due  to  northward 
movement,  the  amplitudes  of  the  voltages  induced  in  the  fluxvalve  spokes  are  reduced 
proportionally.    Although  the  direction  of  the  resolved  voltages  remains  the  same,  the  size  of  the 
currents  transmitted  to  the  receiver  synchro  is  smaller.    Therefore,  the  field  strength  across  the 
receiver stator will be reduced and the rotor current flow for any  given misalignment will decrease.  
Since the amount of torque applied to the gyro azimuth precession device depends on rotor current, 
the precession will also decrease.  The reduction in  gyro correction rate with a decrease of H field 
strength (or an increase in magnetic latitude) results in effectively the same phenomenon as would 
be  achieved  by  increasing  τ.    An  increase  in  τ  will  make  the  system  sluggish  and  will  also  tend  to 
magnify  any  hang-off  error  present  (see  para  50).    However,  if  the  aircraft  is  operating  at  high 
latitudes,  the  fluxvalve  is  less  reliable  due  to  the  reduction  of  H  field  strength  and  an  automatic 
increase  of  τ  is  acceptable.    Since  τ  changes  with  H  field  strength,  the  H  field  strength  must  be 
Revised May 10   
Page 15 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
quoted  with  τ  to  make  τ  meaningful.    The  H  field  strength  at  Greenwich  is  the  common  datum 
quoted by British gyro-magnetic compass system manufacturers. 
5-12 Fig 26 Effect of a Change in H on the Time Constant 
20° N
70° N
H
Z
H
Z
Fluxvalve
Voltages Flying North
Receiver Stators
Field
Field
Receiver
Rotor
Current
Gyro
Precession
Coil
Torque
Permanent
Magnet
Gyro
Precession
GYRO-MAGNETIC COMPASS SYSTEM ERRORS 
Fluxvalve Tilt Errors 
44.  All  of  the  horizontal  accelerations  which  cause  fluxvalve  tilt  can  cause  heading  errors  in  a  simple 
uncompensated gyro-magnetic compass system.  Accelerations are caused by coriolis, vehicle movement 
(rhumb line), aircraft turns, linear changes of velocity and fluxvalve vibrations.  Fluxvalve induced heading 
errors  will  not  appear  immediately  in  the  displayed  heading  of  a  gyro-magnetic  compass.    The  rate  of 
heading error incorporation depends on the limiting precession rate and the length of τ. 
45.  Turning Error.  The amplitude of the displayed heading error in a gyro-magnetic compass due to 
co-ordinated  aircraft  turns  is  less  than  that  shown  in  Fig  21.    Although  a  high  rate  of  turn  in  a  fast 
aircraft would show the  greatest fluxvalve heading error, little of the error  is displayed since the time 
spent in the turn is minimal.  Slow prolonged turns at high speeds generate the greatest errors.  The 
errors  decay  after  level  flight  is  resumed.    Fluxvalve  induced  errors  due  to  tilt  can  be  limited  by 
switching  the  system  to  an  unslaved  directional  gyro  mode  whenever  turns  are  sensed  by  suitable 
detection devices. 
Revised May 10   
Page 16 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
46.  Coriolis Error.  An aircraft flying relative to a spherical rotating Earth flies a curved path in space 
and,  in  consequence,  there  will  be  a  central  force  acting  to  displace  the  pendulously  suspended 
fluxvalve.    When  established  on  a  given  heading  for  approximately  5τ  the  entire  error  would  be 
included  in  the  gyro-magnetic  compass  heading  display.    The  error  is  calculable,  depending  on 
groundspeed, latitude, dip and track, and can be compensated automatically. 
47.  Vehicle Movement Error.  Whenever flying a true or magnetic rhumb line the aircraft must turn 
to  maintain  a  constant  track  with  reference  to  converging  meridians.    As  with  coriolis  error,  the 
acceleration  displaces  the  detector  from  the  local  horizontal  plane  and  the  entire  resultant  heading 
error  would  appear  in the  displayed  heading  after about  5τ.   A correction can be applied in a similar 
manner to the coriolis error. 
48.  Fluxvalve  Vibration.    Fluxvalve  vibration  results  in  a  heading  oscillation,  the  mean  of  which  is 
not the actual mean heading.  Since the gyro slaving loop tends to average fluxvalve headings over a 
period of time, the gyro would eventually be precessed to the erroneous fluxvalve mean heading.  The 
effect can be limited to small values by careful design of the pendulous detector damping mechanism 
and through consideration of the location of the detector in the aircraft. 
Northerly Instability 
49.  Northerly  instability  or  weaving  is  a  heading  oscillation  experienced  in  high  speed  aircraft 
attempting  to  fly  straight  and  level  at  or  near  a  heading  of  magnetic  North.    Starboard  bank  of  the 
aircraft  induces  starboard  tilt,  and  this  causes  an  under  reading  of  the  heading.    Another  way  of 
looking at this is to imagine that the magnetic meridian rotates clockwise.  Thus, if an aircraft on North 
banks to starboard to correct a small error, the magnetic meridian rotates in the same direction.  The 
aircraft  continues  to  turn  and  eventually  reaches  the  false  meridian.    On  levelling  out,  the  fluxvalve 
senses  the  true  meridian  and  starts  to  precess  the  gyro  towards  it.    The  indicated  heading  changes 
and the aircraft is banked to port to regain a northerly-indicated heading.  This tilts the fluxvalve which 
rotates  the  meridian  to  port.    The  new  false  meridian  is  chased  until,  upon  resuming  level  flight,  the 
sensor  detects  the  true  meridian  again  and  precesses  the  gyro  to  starboard.    The  cyclic  pattern  is 
repeated and the amplitude can be as great as 6º.  The amplitude of the weave tends to increase with 
an  increase  in  dip  and  aircraft  velocity,  and  decreases  with  an  increase  in  τ.    Weaving  can  thus  be 
reduced  to  a  certain  extent  by  increasing  the  time  constant  of  the  compass  system.    However,  this 
leads to a sluggish response and a large hang-off error (para 50). 
Hang-off Error 
50.  Gyroscopic  drift  is  a  constant  source  of  error  signal  in  a  gyro-magnetic  compass  system,  and 
although it will be compensated for by the precession loop at a rate dependent on τ, at any given time 
there must be an increment of error present.  This is known variously as hang-off error, stand-off error, 
or simply as velocity lag.  Gyro drift may be due to: 
a. 
Real Drift.  Real drift can only be reduced by the incorporation of a high quality azimuth gyro 
having a low real drift rate. 
b. 
Earth Rate.  Apparent azimuth gyro drift due to Earth rotation can be countered by correcting 
the gyro at a rate of 15 sin lat º/hr.  The correction can be supplied through a manually set latitude 
correction  mechanism,  automatically  from  a  computer-generated  latitude,  or  through  a  constantly 
biased  gyro.    The  latter  technique  employs  a  mass  imbalance  in  the  gyro  which  constantly 
precesses  the  gyro  at  a  predetermined  rate,  usually  to  compensate  for  an  appropriate  latitude  for 
the aircraft’s area of operation, say 51 ºN. 
Revised May 10   
Page 17 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
c. 
Transport  Wander.    To  compensate  for  transport  wander  due  to  the  convergence  of 
geographic meridians the gyro must be corrected at a rate equal to: 
U  tan lat º/hr where U = East-West groundspeed 
60
The  correction  can  be  applied  manually  or  through  a  computer  using  inputs  of  groundspeed, 
heading,  and  latitude.    However,  although  the  gyro  can  be  compensated  in  this  way  for  the 
apparent change in the direction of geographic North, the output from the fluxvalve is in terms of 
magnetic  North.    Therefore,  as  the  aircraft  moves  over  the  Earth,  there  will  be  a  difference 
between fluxvalve and gyro since the  variation  is changing (unless the aircraft is flying  along an 
isogonal).  To remove this error variation must be applied to the output of the detector unit before 
the gyro error loop so that both the gyro and fluxvalve give directional information relative to true 
North.    The  value  of  variation  can  be  inserted  manually  or  by  means  of  an  automatic  variation 
setting control unit.  Failure to update the variation value will result in small hang-off errors. 
Gimbal Error 
51.  When a 2 degree of freedom gyroscope with a horizontal spin axis is both banked and rolled, the 
outer gimbal must rotate to maintain orientation of the rotor axis, thereby inducing a heading error at 
the outer gimbal pick-off.  The incidence of this error depends upon the angle of bank and the angular 
difference  between  the  spin  axis  and  the  longitudinal  axis  and  as  in  most  systems  the  spin  axis 
direction is arbitrary relative to North the error is not easily predicted. 
Transmission Errors 
52.  Overall  system  accuracy  is  lowered  by  the  errors  in  the  synchro  systems.    Typically,  each 
synchro  might  be  expected  to  a  have  an  error  in  the  order  of  0.1º  with  an  overall  system  error  of 
perhaps 0.5º.  This shows in a compass swing as a D or E error. 
Compass Swinging Errors 
53.  It is not possible to obtain absolute accuracy in compass swinging, and even refined methods are 
considered to be only accurate to 0.2º. 
Variation and Deviation Errors 
54.  There are no reliable statistical data on the errors in charted values of variation, but they might be 
considered  to  vary  between  0.1º  and  2º.    Over  the  UK,  the  uncertainty  at  height  is  considered  to  be 
within 1º but the value varies both with height and locality.  Setting of variation and deviation is likely to 
be accurate to 0.25º. 
A Refined Compass System 
55.  Fig  27  depicts  some  of  the  methods  of  error  reduction.    Different  methods  of  correction  are 
possible for some of the errors depending on the whims of the individual manufacturer and the users 
considerations of experience and accuracy.  Note that corrections may be made 'up' or 'down' stream 
of the gyro or a combination of both; there are disadvantages to all approaches. 
Revised May 10   
Page 18 of 19 

AP3456 – 5-12 - Gyro-magnetic Compasses 
5-12 Fig 27 Ideal Gyro-magnetic Compass 
Basic GM Loop
Corrections for Hang-off
Corrections for Detector Tilt
τ
Other Error Corrections
 Constant
Vertical
Variable
Gyro
Gain
Heavy
Damping
+
Low Drift
Detector
+
Turn
Gyro
Unit

Cut-out
Deviation
A to E
+
Heading
±
Earth Rate
Auto 
Lat
± Transport 
Variation
Long
   Wander
Correction
G/S
Computer
Track
Coriolis + Rhumb Line Acceleration
56.  The following description applies to Fig 27: 
a. 
Hang-off.  The computer supplies the quantities for Earth rate and meridian convergence to 
the error detector.  Therefore, the rate of gyro drift sensed is reduced considerably and hang-off 
results from only random drift. 
b. 
Coriolis  and  Vehicle  Movement  Accelerations.    The  corrections  for  coriolis  and  vehicle 
movement are applied at the fluxvalve by reducing or increasing the output from the athwartships 
spokes. 
c. 
Gimbal  Error.    Gimbal  error  is  eliminated  by  the  use  of  a  vertical  gyro  coupled  with  four-
gimbal suspension to keep the azimuth gyro and the azimuth pick-off synchro horizontal. 
d. 
Operation on DG.  The fluxvalve monitor and the computer rate of change variation are cut 
out  when on DG.  The accuracy of the heading then  depends on random drift error, the error in 
the gyro correction terms and the statistical error ie transmission error. 
e. 
Northerly  Instability.    Variable  gain  in  the  precession  amplifier  maintains  the  value  of  τ
constant, for variable H, thus reducing weaving. 
f. 
Coefficient D and E.  A compensation is applied to counter coefficients D and E. 
Revised May 10   
Page 19 of 19 

AP3456 – 5-13 - Horizontal Situation Indicators 
CHAPTER 13 - HORIZONTAL SITUATION INDICATORS 
Introduction 
1. 
The Horizontal Situation Indicator (HSI) is an instrument for displaying both the compass system and 
the radio navigation aids in an aircraft (usually TACAN and VOR/ILS).  An electronic version, employing a 
coloured liquid crystal display, functions in a similar manner and is able to handle more services. 
CONVENTIONAL DISPLAYS 
Display and Features 
2. 
Although installations will vary slightly between aircraft types, a typical conventional display is 
illustrated in Fig 1 and the features are described below: 
5-13 Fig 1 Horizontal Situation Indicator 
TACAN Bearing
TACAN Range Heading
Pointer Head Heading 
Counter
Lubber Mark
Index
Track Counter
0 0 0
0 0 3
N MILES
COURSE
Glideslope Warning
N
ILS Localizer or TACAN
Flag
GS
NAV
Warning Flag
Track Index
Glideslope Deviation
Pointer and Scale
'TO' Window
DG
Power Failure
Compass Select Flag
Warning Flag
Select Heading Knob
TACAN Bearing
Deviation Bar
'FROM' Window
Select Track Knob
Pointer Tail
and Scale
a. 
Heading.  Heading is indicated at the top of the display by a rotating compass card moving 
against  a  fixed  'V'  lubber  mark.    The  card  is  graduated  at  5º  intervals  and  is  marked 
alphanumerically at 30º intervals with the numerical annotations being in tens of degrees. 
b.
Heading Index.  A heading index registers against the outside edge of, and rotates with, the 
compass card.  The index can be manually set relative to the compass card by a select heading 
knob  which  is  marked  with  a  symbol  representing  the  heading  index  and  is  located  at  the  lower 
left-hand corner of the instrument. 
c. 
Compass  Select  Flag.    When  the  compass  system  is  set  to  the  directional  gyro  mode  the 
compass select flag appears with the letters DG displayed. 
d. 
Track Index and Counter.  A track index, which is on the centre display assembly, registers 
against  the  inside  edge  of,  and  rotates  with,  the  compass  card.    The  index can be manually set 
relative to the compass card by a selector knob at the lower right-hand corner of the instrument.  
The reciprocal of the track set is indicated by a track index tail on the centre display assembly.  A 
Revised May 10   
Page 1 of 4 

AP3456 – 5-13 - Horizontal Situation Indicators 
3-digit display of the selection is given on a track (COURSE) counter at the top right of the display.  
The selector knob is marked with a symbol representing the track index. 
e. 
Deviation Bar.  A deviation bar and a fixed scale of two dots either side of a centre index are 
on  the  centre  display  assembly.    The  bar  moves  left  or  right  of  the  centre  index  to  indicate 
deviation from the selected track when TACAN or ILS information is selected.  The bar indicates 
the relative position of the chosen track as selected by the track index. 
f. 
TACAN Bearing.  The magnetic bearing to a TACAN ground beacon is indicated by a green 
pointer  head  when  read  against  the  compass  card.    The  tail of the pointer indicates the TACAN 
radial.  The TACAN bearing and radial are also displayed when ILS is selected. 
g. 
To/From  Indication.    Two  triangular  indicator  windows,  'to'  and  'from'  are  on  the  centre 
display assembly.  The 'to' window is adjacent to the track index and the 'from' window is adjacent 
to the tail of the track index.  With TACAN selected, a TACAN radial set on the track index and the 
bearing pointer locked on to a TACAN beacon, a white flag is displayed in the 'to' or 'from' window.  
The 'to' flag is displayed whenever the bearing from the TACAN is less than 90º from the selected 
TACAN  radial.    Conversely  the  'from'  flag  shows  white  whenever  the  bearing  from  the  TACAN 
beacon is 90º or more from the selected TACAN radial. 
h. 
TACAN Range.  Range to a TACAN or DME beacon in nautical miles is shown on a 3-digit 
counter at the upper left corner of the instrument.  A yellow bar obscures the counter when range 
information is invalid. 
i. 
Glidepath Deviation Pointer.  A pointer to the left of the compass card moves over a fixed 
vertical scale consisting of two dots above and two dots below a circle (representing the aircraft).  
The pointer is driven by the ILS equipment and indicates the vertical position of the ILS glidepath 
relative to the aircraft, eg if the pointer is above the circle the aircraft is below the glidepath. 
j. 
Glidepath  Warning.    A  red  flag  appears  above  the  glidepath  deviation  scale  when  the 
glidepath information is invalid. 
k. 
ILS Localizer or TACAN Bearing Warning.  A red flag appears below the COURSE counter 
when the ILS localizer or the TACAN bearing information is invalid. 
l. 
Power  Failure  Warning.    An  orange  flag  with  black  diagonal  stripes  appears  when  the 
power to the HSI has failed or when an invalid signal is transmitted from the compass system. 
ELECTRONIC HSI (EHSI) 
Description 
3. 
The  EHSI  can  be  configured  to  provide  more  information  than  the  HSI  and  employs  a  colour 
active matrix liquid crystal display.  It receives inputs from the aircraft compass, TACAN, VOR/ILS and, 
depending  on  aircraft  fit,  UHF  and  VHF  homers  and  specialist  navigational  aids.    In  helicopters,  the 
EHSI is also linked to the hovermeter. 
Mode Select Panel 
4. 
A  mode  select  panel  will  be  available  to  each  pilot  position  with  buttons  for  selection  of  each 
available feature.  A Transfer Mode (TM) switch enables the course selector display of one instrument 
to be transferred to the other.  Therefore, for example, the TACAN radial can be set on one instrument 
and the ILS QDM on the other.  Pushing the TM switch associated with the instrument configured for 
ILS will transfer the ILS information to the other instrument. 
Revised May 10   
Page 2 of 4 

AP3456 – 5-13 - Horizontal Situation Indicators 
Displays 
5. 
In different installations, display colours may vary depending upon which mode is selected.  Fig 2 
shows a typical instrument in VOR mode.  When first switched on or after a power break the EHSI will 
have  no  mode  indicated  in  the  bottom  right  hand  corner.    In  most  cases,  the  numbered  items 
described in the key are displayed only when the appropriate inputs are valid. 
6. 
Displays and Controls.  Operation of the controls annotated on Fig 2 may depend upon the mode 
selected.    A  brief  description  of  each  is  given  below.    The  relevant  Aircrew  Manual  will  set  out  the 
precise operation of the system. 
a. 
Heading  Select  Knob.    When  enabled  by  the  Heading  Select  Pushbutton,  rotating  the 
Heading  Select  Knob  sets  the  heading  bug.  There is a slight ratchet effect to give positive feel.  
The knob is normally disabled 5 seconds after its last rotation. 
b. 
Heading Select Pushbutton.  A positive press of the Heading Select Pushbutton of at least 
0.1 sec is required to enable the Heading Select Knob. 
c. 
Track  Select  Knob.    When  enabled  by  the  Track  Select  Pushbutton,  rotation  of  the  Track 
Select  Knob  allows  the  track  pointer  to  be  set  to  the  required  track.    Positive  feel  is  given  by  a 
slight ratchet effect, one click of the ratchet equating to 1-degree change in selected track.  The 
associated  track  digital  readout  (10)  follows  the  pointer  setting.    The  knob  is  automatically 
disabled 5 sec after its last rotation. 
d. 
Track  Select  Pushbutton.    A  positive  press  of  the  Track  Select  Pushbutton of at least 0.1 
sec is required to enable the Heading Select Knob. 
e. 
Aircraft Symbol.  The aircraft symbol is always aligned pointing towards the heading lubber 
line at the top of the instrument.  When a navigation mode is active, the symbol represents aircraft 
orientation against the steering pointer or deviation bar. 
f. 
Integrated  Light  Sensor.    The  sensor  automatically  adjusts  the  display  brightness  in 
daylight.  A separate manually operated dimmer sets the brightness for night operations. 
g. 
Mode Displays.  The key to Fig 2 describes the numbered indicators shown on the diagram 
for  VOR/ILS  mode.    In  other  modes  the  names,  functions  and  colours  of  the  displayed  features 
may change from those depicted. 
h. 
Functionality.    Most coloured symbols are cleared when the service is not activated or the 
compass input fails.  The appropriate Aircrew Manual should be consulted for precise details. 
Revised May 10   
Page 3 of 4 

AP3456 – 5-13 - Horizontal Situation Indicators 
5-13 Fig 2 EHSI - VOR Mode Selected 
Integrated
Light Sensor
Aircraft 
Symbol
Track Select
Heading Select 
Pushbutton
Pushbutton
Heading Select
Track Select 
HDG
CRS
 Knob
Knob
1. 
Compass  Card.    The  compass  card  indicates  gyrocompass  heading  in  conjunction  with  the  lubber  line  (2).    The  card 
rotates  clockwise  as  the  aircraft  turns  left.    If  the  compass  fails,  the  card  freezes  and  a  red  HDG  FAIL  caption  is 
superimposed. 
2. 
Lubber Line.  The lubber line is the index against which heading is shown on the compass card. 
3. 
Heading Bug.  The red heading bug is set by the Heading Select Knob to indicate the required heading.  The bug clears 
if the compass input fails. 
4. 
Single  Bar  Pointer  (TACAN  Bearing).    The  arrowhead  on  the  green  single  bar  pointer  indicates  the  bearing  of  the 
TACAN station locked on.  The pointer clears if a TACAN station is not locked on or if the compass input fails. 
5. 
Double Bar Pointer (VOR Bearing).  The arrowhead on the purple double bar pointer indicates the bearing of the VOR 
station locked on.  The pointer clears if the VOR receiver is not locked to a station or if the compass input fails. 
6. 
TACAN/DME Range Readout.  The TACAN/DME readout is a digital display which shows the slant range to a locked on 
TACAN or DME station.  When not locked on, the display shows 4 dashes. 
7. 
Wind  Direction  Indicator.    The  direction  from  which  the  wind  is  blowing  is  shown  by  a  red  diamond.    The  diamond 
clears when there is no source data or if the compass input fails. 
8. 
Wind Speed Readout.  Wind speed to the nearest knot is shown by a red digital display.  The display clears when there 
is no source data or if the compass input fails. 
9. 
Track (Course) Pointer.  The cross end of the purple Track Pointer indicates the track selected. 
10. 
Selected Track (Course) Readout.  The readout shows the track selected on the Track Pointer (9). 
11. 
Track (Course) Deviation Bar.  The purple deviation bar shows track deviation left or right of that selected on the Track 
Pointer (9).  To return to track, the aircraft should be turned towards the bar until the bar centralizes and then on to a new 
heading to keep the bar in the centre. 
12. 
Track (Course) Deviation Scale.  The scale comprises two white dots to the left and right of the centre of the Track Pointer 
(9) creating a scale over which the Track Deviation Bar (11) moves.  The outside dots represent full-scale deflection (±10°), 
the intermediate dots indication ±5°. 
13. 
'To'  Flag.    The  'To'  Flag  is  a  white  arrowhead  which  is  displayed  until  the  aircraft  passes  over  or  abeam  the  locked 
station, after which it is replaced by the 'From' Flag. 
14. 
'From' Flag.  The 'From' Flag is a white dotted arrowhead which is displayed once the aircraft has passed over or abeam 
the locked station. 
15. 
Mode Annunciator.  The selected mode (VOR in the example) is displayed provided the service is on and functioning. 
Revised May 10   
Page 4 of 4 


AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
 CHAPTER 14 - DATUM COMPASSES 
Introduction 
1. 
In order to calibrate an aircraft compass system, it is necessary to have an accurate heading 
datum.  A Medium Landing Compass provides a sufficiently accurate datum for simple aircraft 
compasses.  However, where the aircraft compass output is used as an input to a navigation 
system,  the  heading  datum  is  provided  by  the  more  accurate  Watts  Datum  Compass.    In 
order  to  overcome  the  accuracy  limitations  of  the  aircraft  compass  display,  the  aircraft 
compass heading is read with the aid of a Precise Heading Test Set (PHTS).  This permits the 
aircraft heading to be recorded to an accuracy of 0.05º.  This chapter will describe the Medium 
Landing Compass, the Watts Datum Compass Mk1A and the PHTS. 
THE MEDIUM LANDING COMPASS 
Description 
2. 
The Medium Landing Compass (Fig 1) is designed for use on a tripod and is fitted with a bubble 
level.    The  horizontal compass card is read through a prism mounted on the back sight which, along 
with  the  folding  foresight,  forms  the  sighting  mechanism.    The  foresight  has  a  fine  wire  mounted 
vertically in the centre of the frame to enable accurate sightings to be taken.  The back sight, foresight 
and bubble level are all mounted on the rotating sighting ring.  The instrument consists of a fluid-filled 
metal  bowl  which  houses  the  float  on  which  the  two  parallel  bar  magnets  are  mounted.    The  float  is 
supported  on  a  jewelled-bearing  pivot.    The  accuracy  of  the  instrument  is  quoted  as  0.5º,  although 
errors of up to 1º may occur due to pivot friction.  The Medium Landing Compass, although relatively 
simple, is still a delicate instrument and must always be kept in its box when not in use. 
5-14 Fig 1 Medium Landing Compass 
Operation 
3. 
The procedure for taking a bearing using the Medium Landing Compass is as follows: 
a. 
Extend the tripod legs and firmly attach the compass to the tripod head. 
Revised May 10   
Page 1 of 11 


AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
b. 
Set up the tripod on the extended datum line of the aircraft, with one leg of the tripod pointing 
away from the operator. 
c. 
Level the compass.  This is done in three steps: 
(1)  Turn  the  sighting  ring  until  the  bubble  level  is  parallel  to  the  aircraft’s  fore-and-aft  line.  
Level the tripod by moving the forward leg of the tripod until the bubble is central in the level. 
(2)  Move  the  sighting  ring  through  90º  and  level  by  moving  the  rear  legs  of  the  tripod  to 
centralize the bubble. 
(3)  Realign the bubble level with the fore-and-aft axis and check the level. 
d. 
Take  the  sighting  by  looking  through  the  slot  and  prism.    Adjust  the  sighting  ring  until  the 
object (the aircraft sighting rods), the foresight wire and the back sight slot are in line. 
e. 
Read  the  compass  card  scale  through  the  prism  where  the  foresight  wire  appears  to  touch 
the compass card. 
THE WATTS DATUM COMPASS MK1A 
Principle 
4. 
The Watts Datum Compass consists of a compass system, an azimuth circle (or bearing plate), and a 
sighting telescope.  The compass system accurately defines the magnetic meridian and the azimuth circle is 
aligned with, and locked to, this meridian.  The telescope is sighted on the aircraft, along the datum line, and 
the bearing of the line of sight is read off from the azimuth circle through a microscope. 
Description 
5. 
The three parts of the instrument, the compass, azimuth circle, and telescope, are enclosed within 
an  aluminium  body,  with  the  necessary  controls  mounted  externally.    A  three-screw  levelling  base 
supports  the  body  and  provides  the  tripod  mounting  point  for  the  instrument.    A  general  view  of  the 
Watts Datum Compass, on its tripod, is shown at Fig 2. 
5-14 Fig 2 General View of the Watts Datum Compass on its Tripod 
Upper
Casing
Lower
Casing
Levelling
Base
Revised May 10   
Page 2 of 11 


AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
6. 
Accuracy.  When al  systematic errors have been eliminated, the Watts Datum Compass can be aligned 
to the magnetic meridian to an accuracy of ± 0.02º.  This accuracy wil  deteriorate in windy conditions since a 
surface wind speed in excess of about 15kt wil  cause vibration of the uncaged compass system.  The accuracy 
of  aircraft  compass  deviation  measurements  using  the  Watts  Datum  Compass  depends  not  only  on  the 
accuracy  of  the  datum  instrument,  but  also  upon  the  precision  of  the instrument alignment with the aircraft’s 
datum points (see Volume 5, Chapter 16), and the accuracy with which the aircraft compass can be read.  This 
last factor is independent of the datum equipment and is likely to cause the largest error. 
7. 
Compass.    The  compass  consists  of  a  magnet,  fitted  with  a  jewelled  bearing,  in  a  containing 
box.  A leaf spring normally keeps the magnet lifted off its pivot in the safe or 'caged' position.  The 
compass  can  be  uncaged  either  by  pressing  the  caging  knob,  or  by  operating  a  Bowden  cable 
release, which can be screwed into the centre of the knob (see Fig 3).  In either case, the pressure 
operates  a  lever,  which  depresses  the  leaf  spring  and  lowers  the  magnet  on  to  its  pivot.    A  safety 
lock  on  the  caging  knob,  which  prevents  it  from  being  pressed  in,  is  engaged  by  turning  the  knob 
anti-clockwise.  The lock does not prevent the use of the Bowden cable release. 
5-14 Fig 3 Watts Datum Instrument – Compass-related Features 
Compass Tilting
Caging Knob
Spigot
with
Bowden Cable
attached
Compass Illumination
Window
Compass Tilt Scale
Tilt
Securing Screw
Azimuth Circle
Illumination Window
8. 
The  Compass  Box.    The  compass  box  (Fig  4)  is  closed  at  its  North  end  by  a  ground  glass 
window  and  at  its  South  end  by  a  convex  lens.    A  mirror  above  the  magnet  pivot  faces  the  lens  and 
can,  for  collimation  purposes,  be  moved  about  its  vertical  axis  by  a  small  adjustment  screw.    The 
compass box is mounted on a horizontal spigot so that it may be tilted to allow for dip.  It can be tilted 
up to 10º either side of the horizontal and locked in position by two screws (see Fig 3). 
Revised May 10   
Page 3 of 11 


AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
5-14 Fig 4 Schematic Diagram of Compass Box (side view) 
Ground
Mirror
Glass
Convex
Window
Lens
South
Jewelled 
North
Filament
    Pivot
Filament
9. 
Compass Viewing Window.  The convex lens in the compass viewing window (see Fig 5) is focused 
on the North filament and so the South filament, being out of focus, is not directly visible to the observer; only 
its  image  in  the  mirror  is  apparent.    The  compass  is  aligned  with  the  magnetic  meridian  when,  with  the 
magnet on its pivot (uncaged), the North filament and the image of the South filament reflected in the mirror 
form one continuous vertical line seen through the convex lens (see Fig 6). 
5-14 Fig 5 Clamps and Sighting/Reading Windows 
Sighting
Elevation Screw
Telescope
Compass
Viewing
Window
Circle Reading
Upper Tangent
Microscope
Screw
Upper Clamp
Lower Clamp
Lower
Tangent
Screw
Revised May 10   
Page 4 of 11 

AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
5-14 Fig 6 View through Compass Viewing Window 
Fig 6a Approaching Alignment 
Fig 6b Perfectly Aligned 
10.  Sighting Telescope.  A fixed-focus prismatic telescope is used to define the line of sight (see Fig 5).  
A mirror within the optical system can be tilted by the elevation screw on top of the casing and will allow the 
line of sight to be varied in the vertical plane.  A sighting graticule, consisting of a vertical line with a short 
crossline  in  the  centre,  is  provided  for  accurate  alignment.    A  green,  clear  glass,  anti-glare  filter  may  be 
swung across the eye lens when required.  The telescope gives an erect image with six times magnification 
and a field of view of 8º.  A soft rubber eyepiece is provided for comfort.  An example of the view through the 
sighting telescope is shown at Fig 7. 
5-14 Fig 7 Example View through the Sighting Telescope 
11.  Azimuth Circle.  The azimuth circle is made of glass and is graduated at intervals of 0.1º with every 
degree  mark  numbered.    The  azimuth  circle  is  read  against  a  fixed  index  line  through  a  variable  focus 
microscope (see Figs 5 and 8).  The azimuth circle and the upper casing are mounted independently, and 
each is provided with a clamp and a tangent screw (the clamp is the smaller of the two).  With the upper 
clamp loose and the lower clamp tightened, the azimuth circle is fixed to the base of the instrument and the 
upper casing can be rotated relative to it.  The tangent screws enable fine adjustments to be made to the 
locked positions after their respective clamps have been tightened.  In order to differentiate between the two 
sets of clamps and tangent screws, the lower set has fluted screw-heads coloured yellow, while the upper 
set has milled screw-heads coloured silver (see Fig 5). 
Revised May 10   
Page 5 of 11 

AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
5-14 Fig 8 Reading the bearing on the Azimuth Circle through the Microscope 
58
359
0
H
Operation 
12.  The Watts Datum compass can only be used in good light conditions and should not be used in 
rain.  Operation in strong winds (greater than 15kt) may result in inaccurate readings due to rocking of 
both the aircraft and the compass system.  It is essential that all magnetic materials are kept clear of 
the instrument.  In particular, the instrument case must be at least 12 ft away, a trolley accumulator 15 
ft away, and a small tractor or petrol-electric generator 25 ft away from the instrument.  The operator 
must not be wearing or carrying any magnetic materials, e.g. watches, screwdrivers or spanners (see 
also Volume 5, Chapter 16, para 10). 
13.  Setting Up.  Instrument set-up is in two steps: 
a. 
Positioning  and  Levelling  of  the  Tripod.    Set  up  the  tripod  in  the  desired  position.    The 
centre  of  the  tripod  head  should  be  approximately  on  the  Datum  Line,  with  the  centre  leg  of the 
tripod  pointing  towards  the  aircraft  (see  Fig  9).    By  manipulating  and  adjusting  the  legs,  set  the 
tripod at a convenient height and level it by reference to its circular spirit level.  Remove the tripod 
protective cap by unscrewing the head bolt (the large silver bolt underneath the tripod platform). 
5-14 Fig 9 Tripod Set-up 
N
Line
Datum
b. 
Attaching  the  Instrument.    Stand  behind  the  tripod  looking  towards  the  aircraft.    Hold  the 
instrument  with  the  yellow  alignment  marks  towards  you.    Attach  the  instrument  by  locating  the 
grooves on the lower face of the base plate with the tripod head rods and then screwing the tripod 
head bolt into the threaded hole in the centre of the base plate (see Fig 10).  Attach the Bowden 
cable  to  the  centre  of  the  caging  knob.    Now,  level  the  instrument  by  adjusting  the  levelling 
screws,  with  reference  to  the  spirit  levels  on  the  upper  casing.    Having  levelled  the  instrument, 
loosen the lower (yellow) clamp and tighten the upper (silver) clamp. 
Revised May 10   
Page 6 of 11 


AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
5-14 Fig 10 Instrument Set-up 
Elevation
Screw
Spirit
Levels
Tripod Head Rods
Levelling Screws
Instrument
Yellow Alignment
Levelling
Marks
Base
Turn  the  upper  casing  to  align  the  sighting  telescope  with  the  aircraft’s  datum  points  (Fig  11).    If 
necessary, the line of sight can be adjusted vertically by rotation of the elevation screw at the top of the 
instrument, and laterally by sliding the instrument on the tripod rods.  This stage is only an approximate 
alignment  to  ensure  that  the  aircraft  datum  is  within  sight,  ready  for  the  next  stage  of  the  procedure.  
Finally, tighten the lower (yellow) clamp and check that the instrument is still level (adjust if necessary). 
5-14 Fig 11 Telescope aligned on Datum Line 
Sighting 
Compass
Telescope
Microscope
Index Mark
0
0
0
0 5 3
0
4
3
Datum Line
Azimuth Circle
14.  Taking a Bearing.  Taking a bearing consists of three separate stages: 
a. 
Locking  the  Microscope  Index  Mark  against  the  Azimuth  Circle.    Adjust  the  focus  on  the 
circle-reading  microscope,  as  required,  by  turning  the  knurled  cover  on  the  end  of  the  eyepiece.  
Loosen the upper (silver) clamp.  Rotate the upper casing until the index seen through the microscope 
reads approximately zero.  Tighten the upper (silver) clamp and make fine adjustments with the upper 
tangent screw until the alignment is exactly on 000.00º (see Fig 12).  Note that alignment with 000º is for 
readings taken from behind the aircraft.  For abeam sightings, the index mark should be aligned with 
090º or 270º, while shots from the front of the aircraft demand that 180º is the mark to be used. 
Revised May 10   
Page 7 of 11 

AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
5-14 Fig 12 Azimuth Circle Indexed 
Microscope index mark
locked against 000º
mark on azimuth circle.
010
0
0
0
0 5 3
b. 
Aligning the Compass with Magnetic North.  Loosen the lower (yellow) clamp and rotate 
the  upper  casing  to  align  the  compass  approximately  with  the  magnetic  meridian.    Uncage  the 
compass by using the Bowden cable release.  When the magnet settles down, tighten the lower 
(yellow)  clamp  and  align  the  compass  filaments  accurately,  using  the  lower  (yellow)  tangent 
screw.    Cage  the  compass  and  check  that  the  azimuth  circle  indexing  is  still  accurate,  ie  it  still 
reads 000.0º, 090.0º, 180.0º or 270º, as appropriate (see Fig 13). 
5-14 Fig 13 Compass Aligned with Magnetic North 
0 5 3
N
0
Datum Line
0
0
010
c. 
Taking the Sighting on the Aircraft.  Loosen the upper (silver) clamp and rotate the upper 
casing  to  align  the  sighting  telescope  with  the  aircraft’s  datum  points.  Tighten the upper (silver) 
clamp  and  make  fine  adjustments  with  the  upper  tangent  screw  (see  Fig  14).    Take  care  not  to 
disturb  the  lower  (yellow)  clamp  or  tangent  screw  during  this  operation.    Read  the  magnetic 
bearing from the azimuth circle through the microscope. 
Revised May 10   
Page 8 of 11 

AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
5-14 Fig 14 Sighting Telescope accurately aligned on Aircraft Datum 
Sighting 
Compass
Telescope
Microscope
Index Mark
0
0
0
0 5 3
0
4
3
Datum Line
Azimuth Circle
15.  ‘Mustard Sandwich’.  Although operation of the Watts Datum Compass is fairly simple, it is still a 
daunting  task  for  the  inexperienced  operator.    The  words  'Mustard  Sandwich'  were  suggested  many 
years ago as a method of remembering the correct sequence of operation of the clamps and tangent 
screws.  Examination of para 14 will show the origin of this somewhat strange expression. The three 
stages  of  taking  a  bearing,  paras  14a,  b  and  c,  require  the  operator  to  adjust  the  silver,  yellow  and 
silver  controls  respectively.    This  has  been  translated  to  'bread'  for  silver  and  'mustard'  for  yellow, 
hence 'Mustard Sandwich'. 
16.  Packing the Instrument.  The Watts Datum Compass is a very delicate, precise instrument and is 
expensive.  It is provided with a special storage case, in which it must be stored when not in use.  Before 
packing the instrument in its case, ensure that both clamps have been loosened.  Line up the yellow dots 
on the instrument then, with the dots facing upwards, insert the instrument into its protective mount inside 
the case.  Close the case and ensure it is fastened securely before carriage or storage. 
THE PRECISE HEADING TEST SET 
Introduction 
17.  In carrying out a compass swing, in addition to the actual magnetic heading of the aircraft, which 
is  determined  using  the  Watts  Datum  Compass,  it  is  necessary  to  know  the  magnetic  heading 
indicated by the aircraft compass to a high degree of accuracy.  It is also essential that the compass 
system is synchronized before any readings are recorded. 
18.  Most  compass  displays  are  only  graduated at 1º intervals and this is unsatisfactory for compass 
calibration  purposes,  where  a  precision  of  ±  0.1º  is  needed.    In  addition,  most  compasses  are 
synchronized by reference to a •/+ annunciator or to a rudimentary centre-reading voltmeter, neither of 
which is sufficiently accurate. 
19.  The Precise Heading Test Set (PHTS) is designed to overcome these shortcomings by providing: 
a. 
A display of compass heading by means of veeder counters which can be read to 0.05º. 
b. 
An accurate centre-reading voltmeter. 
Revised May 10   
Page 9 of 11 


AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
The PHTS is in the form of a hinged rectangular box which opens to reveal the controls and indicators 
(Fig 15). 
5-14 Fig 15 Precise Heading Test Set 
Calibration
Connectors to
Function
Card
Compass System
Switch
Two-position
Heading
Centre-reading
Zero-adjusting
Change-over
Counters
Voltmeter
Screw
Switch
Controls and Indicators 
20.  Heading  Counters.    The  left  half  of  the  PHTS  has  two  windows  displaying  a  veeder  counter 
indication  of  compass  heading.    The  left-hand  window  indicates  whole  degrees  of  compass  heading 
from 000º to 359º.  The right-hand window indicates tenths of a degree and can be read to an accuracy 
of at least 0.05º.  There is also a calibration certificate and a calibration graph which allows corrections 
for instrument error to be made to the heading counter readings. 
21.  Centre-reading Voltmeter.  The right-hand half of the PHTS contains a centre-reading voltmeter 
whose  scale  is  graduated  3-0-3.    The  voltmeter  is  used  to  read  the  voltages  present  at  the  slaving 
amplifier  annunciator  output  (ie  the  state  of  synchronization)  and,  on  some  compass  systems,  the 
voltages  present  at  the  adjustable  potentiometers  in  the  remote  correction  unit  (ie  the  deviation 
correction  voltages  for  coefficients  B  and  C  being  fed  to  the  flux  valve  compensator  coils).    The 
voltmeter can be centred by turning a zero-adjuster screw. 
22.  Function Switch.  A five-position function selector switch is mounted above the voltmeter.  The 
positions are marked SYNC, B-X3-C and B-X1-C.  The facilities provided by these positions are: 
a. 
SYNC.  When SYNC is selected, the voltmeter shows the DC voltage output from the slaving 
amplifier, ie when the needle is central, the compass is synchronized. 
Revised May 10   
Page 10 of 11 

AP3456 – 5-14 - Datum Compasses 
b. 
B-X3-C.    There  are  two  switch  positions  against  the  B-X3-C  marking  and  the  use  of  this 
switch  depends  on  the  type  of  compass  being  calibrated.    On  some  compass  systems,  the  two 
positions,  B  and  C,  allow  the  display  of  the  respective  DC  voltage  corrections  to  the  flux  valve 
compensator  coils  set  in  at  the  B  and  C  potentiometers  of  the  remote  corrector  unit.    On  other 
compass  systems,  only  the  left-hand, B position is used and selection between B and C voltage 
displays is made by inserting the red and white probes, which are part of the test harness, into the 
sockets adjacent to the B and C potentiometer correction dials as appropriate.  In either case the 
voltage  indicated  is  one  third  of  the  actual  voltage  (as  implied  by  the  X3  marking),  thus,  for 
example, an indication of 2 volts represents an actual measurement of 6 volts. 
c. 
B-X1-C.    These  two  switch  positions  operate  in  the  same  manner  as  the  B-X3-C  function 
except  that  the  displayed  voltage  equates  to  the  actual  correction  voltage  set  in  at  the 
potentiometers rather than one third of the value. 
23.  Change-over  Switch.    On  some  compass  systems,  because of the design of the test socket, the 
heading  readouts  on  the  PHTS  would  be  180º  removed  from  the  actual  heading.    The  two-position 
change-over switch permits this anomaly to be corrected if necessary. 
24.  Test  Cable  Harness.    Two  sockets,  one  on  each  half  of  the  PHTS,  are  provided  to  allow 
connection of the set to the compass system by means of a cable harness.  Because of the variation in 
the  position  and  type  of  test  sockets  on  the  various  compass  systems,  a  different  cable  harness  is 
required  for  each  type  of  compass.    Reference  should  be  made  to  the  procedures  for  the  particular 
aircraft/compass system to ensure that the correct cable harness is used. 
Calibration 
25.  Like  all  items  of  test  equipment,  the  PHTS  must  be  calibrated  at  regular  intervals.    Results  of  the 
calibration are recorded in the form of a graph on the front of the left-hand half of the set.  Corrections to 
be  applied  to  the  PHTS  heading  counter  readings  should  be  extracted  from  this  graph  and  applied  to 
each reading. 
Revised May 10   
Page 11 of 11 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
CHAPTER 15 - MAGNETIC COMPASS DEVIATIONS 
Introduction 
1. 
A  magnetic  sensor  influenced  only  by  the  Earth’s  magnetic  field  will  detect  the  direction  of  that 
field  at  its  position.    If  installed  in  an  aircraft,  the  sensor  will  also  be  influenced  by  the  numerous 
magnetic fields associated with the aircraft.  It will as a result indicate the direction of the resultant of 
the  Earth’s  magnetic  field  and  the  magnetic  field  produced  by  the  aircraft  and  experienced  at  the 
sensor position.  The difference between the direction of the horizontal component of the Earth’s field, 
and  the  direction  of  the  horizontal  component  of  the  resultant  field,  is  known  as  deviation.    It  is 
annotated 'East (positive)' or 'West (negative)', depending on whether the resultant field direction is to 
the East or West of the Earth’s field.  Deviation can vary with the position of the sensor in the aircraft, 
with aircraft heading, with change of geographical position of the aircraft, and with the passage of time.  
This chapter will review the causes of deviation. 
The Earth’s Magnetic Field 
2. 
Except  at  the  magnetic  equator  the  Earth’s  magnetic  field  is  inclined  to  the  Earth’s  surface,  the 
angle  of  inclination  being  known  as  dip.    The  total  field  (T)  can  be  resolved  into  two  components,  a 
horizontal component (H) and a vertical component (Z) as shown in Fig 1.  Fluxvalve units use only the 
H component to sense the direction of the local magnetic meridian, and H can therefore be considered 
to  be  the  directive  force  acting  upon  the  sensor.    Other  horizontal  magnetic  fields  will  increase, 
decrease, or act to deviate this directive force.  The Z component is significant only in that it contributes 
to the magnetism induced in the magnetic material of the aircraft. 
5-15 Fig 1 The Earth’s Magnetic Field Resolved 
North Magnetic
Magnetic
South Magnetic
Latitude
Equator
Latitude
H
T = H
T
Z
Z
Angle of Dip
T
H
Angle of Dip
3. 
The  H  component  can  itself  be  resolved  into  two  components  relative  to  the  aircraft  axes;  an  X 
component  along  the  fore-and-aft  axis  and  a  Y  component  acting  athwartships.    It  is  usual  and 
satisfactory  to  consider  only  the  situation  of  the  aircraft  in  a  level  attitude  in  which  case  the  three 
components, X, Y, and Z, correspond to the three major aircraft axes.  By convention the X, Y and Z 
components are considered positive when acting forward, starboard and downward respectively. 
4. 
The values of H and Z vary with magnetic latitude, and for any given geographical location the X 
and Y components vary with aircraft heading (eg the whole of the H component will equate to a positive 
or  negative  X  component  when  the  aircraft  is  aligned  with  the  magnetic  meridian,  or  to  a  positive  or 
negative Y component when the aircraft is at 90º to the meridian - see Fig 2). 
Revised May 10   
Page 1 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
5-15 Fig 2 Change in the Magnitudes of the X and Y Components with Change of Heading 
+X
−Y
+X
−Y
+Y
+X
+X
−Y
+X
+Y
−Y
H = 10 Units
+Y
−X
−Y
−X
−X
The Aircraft’s Magnetic Field 
5. 
An  aircraft’s  magnetic  field  is  derived  from  innumerable  pieces  of  magnetic  material,  each  of 
which  will  have  a  different  intensity  of  magnetization  and  a  different  capacity  to  retain  magnetism.  
However,  in  order  to  make  a  reasonable  analysis  of  the  effect  of  aircraft  magnetism  on  the  Earth’s 
field, it is convenient to make a somewhat arbitrary division of the magnetism into two constituents, a 
permanent field and a temporary field, due to what is known as hard iron and soft iron respectively. 
6. 
Hard Iron.  Magnetic material of the aircraft structure which has acquired permanent magnetism 
is described as hard iron.  This magnetism may have been acquired during manufacture, or during the 
flying, servicing, or structural testing of the aircraft.  Magnetic components of instruments permanently 
installed  in  the  aircraft  are  included  in  the  general  designation  hard  iron.    Although  permanent 
magnetism  can  change  slowly  with  time,  and  rather  more  rapidly  as  the  result  of  a  lightning  strike, 
these changes are ignored in the general consideration of compass deviation. 
7. 
Soft Iron.  Magnetic material in which temporary magnetism is induced while in the presence of 
external  fields  is  described  as  soft  iron.    The  temporary  magnetism  may  be  induced  by  the  Earth’s 
field,  the  hard  iron,  electrical  currents,  and  weapons  or  cargo.    The  effects  of  electrical  currents  and 
payload are reduced to negligible proportions by the careful selection of the sensor position. 
The Effect of the Hard Iron Field 
8. 
The many elements of hard iron together form a permanent magnetic field of irregular shape, but 
with an orientation relative to the aircraft axes that does not change with heading; the effect is as if a 
permanent  magnet  were  fixed  to  the  aircraft.    The  hard  iron  field  at  the  sensor  position  is  therefore 
constant  in  strength  and  direction  relative  to  the  aircraft  axes.    This  field  can  be  resolved  into  three 
component vectors, P, Q and R, aligned with the aircraft axes as shown in Fig 3, analogous to the X, Y 
and Z components of the Earth’s field. 
Revised May 10   
Page 2 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
5-15 Fig 3 Resolution to the Hard Iron Field 
−R
Vector
Representing
the Hard
−Q
Iron Field
+P
9. 
The fore-and-aft vector, P, will have the greatest deviating effect on H when the aircraft is on an East 
or  West  heading;  on  North  or  South  the  vector  merely  changes  the  magnitude  of  the  directive  force 
(Fig 4).  The variation of the deviation due to P is in the form of a sine function as shown in Fig 5, i.e.: 
δθ = δmax × sin θ 
where δθ = deviation on heading θ 
and δmax = deviation on heading 090º or 270º 
5-15 Fig 4 Deviating Effect of +P 
+P = 4 Units
H = 10
Resultant
Units
Revised May 10   
Page 3 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
5-15 Fig 5 Graphs of Deviation due to P 
0
0
090
090
180
180
270
270
360
360
+P
–P
10.  The  effect  of  the  athwartships  vector,  Q,  is  to  produce  zero  deviation  on  East  and  West  and 
maximum deviation on North and South (Fig 6), i.e. in the form of a cosine function (Fig 7): 
δθ = δmax × cos θ 
where δθ = deviation on heading θ and δmax = deviation on heading 000º or 180º 
5-15 Fig 6 Deviating Effect of +Q 
+Q = 4 Units
H = 10
Resultant
Units
Revised May 10   
Page 4 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
5-15 Fig 7 Graphs of Deviation due to Q 
0
0
090
090
180
180
270
270
360
360
+ Q
– Q
11.  The vertical component, R, exercises no deviating effect when the aircraft is in a level attitude. 
The Soft Iron Field 
12.  Magnetism  will  be  induced  in  the  aircraft’s  soft  iron  both  by  the  Earth’s  field,  which  is  the  dominant 
effect, and by the hard iron field.  As the hard iron field is constant relative to the airframe, and the soft iron 
can  be  considered  as  a  single  fixed  block,  the  field  induced  by  the  hard  iron  in  the  soft  iron  is  constant.  
However  the  soft  iron  field  will  distort  the  hard  iron  field,  i.e.  the  two  sources  of  deviation  are  in  reality 
inseparable.  The hard iron thus has an element of magnetism affected by the soft iron. 
13.  Soft iron magnetism will be induced by all three components, X, Y and Z, of the Earth’s total field.  
Each component will induce a three-dimensional field in the soft iron, and the horizontal components of 
these fields will act as deviating forces at the sensor.  The amount of deviation depends upon: 
a. 
The amount, permeability, and location in relation to the sensor, of the soft iron.  These are 
constant for any given aircraft. 
b. 
The  geographical  location.    As  the  inclination  and  total  Earth  field  strength  (T)  vary  with 
position, the components X, Y, and Z will vary. 
c. 
The heading of the aircraft, for components X and Y. 
14.  As  each  of  the  three  components, X, Y and Z, of the Earth’s field is considered to induce a soft 
iron  field,  and  as  the  vector  representing  each  of  these  fields  can  be  resolved  into  three  component 
vectors coincident with the aircraft axes, there are a total of nine soft iron components.  Each is given a 
two-letter  designator  as  shown  in  Table  1.    The  direction  in  which  the  soft  iron  deviating  field  acts 
determines  the  sign  convention  of  the  components;  the  component  is  annotated  positive  if  it  acts 
forward or starboard on aircraft headings in the North-West quadrant. 
Table 1 Soft Iron Components 
Inducing 
Soft Iron Field Components 
Field 
Fore-and-Aft 
Athwartships 
Vertical 

aX 
dX 
gX 

bY 
eY 
hY 

cZ 
fZ 
kZ 
Revised May 10   
Page 5 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
Coefficients 
15.  As the magnetic sensor only detects the horizontal components, the vertical hard iron component (R), 
and  the  vertical  soft  iron  components  (gX,  hY,  and  kZ)  need  no  further  consideration.    The  two  hard  iron 
horizontal components (P and Q), together with the six soft iron horizontal components (aX, bY, cZ, dX, eY, 
and fZ), can be grouped into four pairs, the members of each group producing deviations which vary as a 
sine  or  cosine  function  of  heading.    The  size  of  the  deviation  for  any  particular  pair  of  components  is  a 
maximum on the headings for which the appropriate trigonometrical function is a maximum.  The product of 
this  maximum  deviation  in  degrees  and  the  appropriate  trigonometrical  function  of  heading  will  give  the 
deviation  produced  by  that  pair  on  that  heading.    The  maximum  deviation  is  termed  a  coefficient  and  is 
assigned an identifying letter to indicate the pair of components to which it refers. 
16.  Coefficient B.  Coefficient B is due to components P and cZ, each of which exhibits a sinusoidal 
variation with heading.  The total deviation due to P and cZ is the algebraic sum of the deviation due to 
P  and  cZ  separately.    Thus,  the  total  deviation  will  depend  on  the  magnitude  and  sign  of  the 
constituents; this is illustrated in Fig 8.  If the deviations δE and δW due to P and cZ are measured on 
East and West, the value of coefficient can be determined from: 
δE - δW
Coefficient B = 
2
The  deviations  must  be  given  their  correct  signs.    Once  coefficient  B  has  been  determined,  the 
deviation due to P and cZ on any compass heading can be obtained from the equation: 
δθ = B sin θ 
5-15 Fig 8 Combined Graphs of Deviation due to P and cZ 
0
0
090
090
180
180
270
270
360
360
+P and +cZ
+P and –cZ
Graph of Deviations due to P
Graph of Deviations due to cZ
Graph of Deviations due to P and cZ combined
17.  Coefficient C.  Coefficient C is the resultant of components Q and fZ, the variation of each with 
heading being a cosine function.  In a similar manner to coefficient B, it can be shown that: 
δN - δS
Coefficient C = 
2
and that the deviation due to Q and fZ on a heading θ is given by: 
δθ = C cos θ 
Revised May 10   
Page 6 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
Graphs  showing  the  variation  of  total  deviation  due  to  positive  and  negative  values  of  Q  and  fZ  are 
shown in Fig 9. 
5-15 Fig 9 Combined Graphs of Deviation due to Q and fZ 
0
0
090
090
180
180
270
270
360
360
+ Q and + fZ
– Q and – fZ
18.  Coefficient  D.    Coefficient  D  is  due  to  components  aX  and  eY.    Each  component  varies  as  a 
function  of  the  sine  of  twice  the  compass  heading  as  illustrated  in  Fig  10;  the  maximum  deviations 
occur on the intercardinal headings.  If the deviations δNE, δSE, δSW, δNW due to aX and eY on the 
intercardinal headings are measured then the value of coefficient D can be found from: 
(δNE + δSW) − (δNW + δSE)
Coefficient D = 
4
The deviation on a heading θ due to aX and eY can be obtained from the equation: 
δθ = D sin 2θ 
5-15 Fig 10 The Components of Coefficient D: aX and eY 
Fig 10a Graphs of Deviation due to aX 
Fig 10b Graphs of Deviation due to eY 
0
0
0
0
090
090
090
090
180
180
180
180
270
270
270
270
360
360
360
360
+ aX
– aX
+ eY
– eY
Revised May 10   
Page 7 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
19.  Coefficients  E  and  A.    Coefficients  E  and  A  are  due  to  components  bY  and  dX.    Each 
component  produces  a  deviation  which  varies  with  heading  in  the  form  shown  in  Fig  11;  this 
function is the cosine of twice the heading, displaced to one side or the other of the zero axis.   
5-15 Fig 11 The Components of Coefficients E and A: bY and dX 
Fig 11a Graphs of Deviation due to bY 
Fig 11b Graphs of Deviation due to dX 
0
0
0
0
090
090
090
090
180
180
180
180
270
270
270
270
360
360
360
360
+ bY
bY
+ dX
dX
The result of adding the two components depends on their equality or otherwise as follows: 
a. 
If equal, the deviation is constant, or varies as the cosine of twice the heading (Figs 12 and 13). 
5-15 Fig 12 Combination of Deviation due to Equal Components of +bY and d
0
0
0
090
090
090
180
180
180
270
270
270
360
360
360
+ bY
– dX
+ bY and – dX
(bY = dX)
5-15 Fig 13 Combination of Deviation due to Equal Components of +bY and +dX 
0
0
090
090
180
180
270
270
360
360
+ bY
+ dX
+ bY and + dX
Revised May 10   
Page 8 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
b. 
If  unequal,  there  is  a  constant  deviation  and  one  which  varies  as  the  cosine  of  twice  the 
heading (Figs 14 and 15). 
5-15 Fig 14 Combination of Deviations due to Unequal Components of +bY and +dX 
0
0
0
090
090
090
180
180
180
270
270
270
360
360
360
+bY
+dX
(dX > bY)
5-15 Fig 15 Combination of Deviations due to Unequal Components of +bY and dX 
0
0
0
090
090
090
180
180
180
270
270
270
360
360
360
+ bY
– dX
+ bY and  – dX
(bY > d
  X)
The  variable  part  of  the  deviation  is  represented  by  the  coefficient  E  and  the  constant  part  by  the 
coefficient A. 
20.  Coefficient  E.    The  maximum  values  of  deviation  occur  on  the  cardinal  headings.    If  the 
deviations  δN,  δE,  δS,  and  δW  on  the  cardinal  headings  are  measured,  the  value  of  coefficient  E  is 
given by: 
(δN + δS) − (δE + δW)
Coefficient E = 
4
The variable deviation due to bY and dX on any compass heading can be found from: 
δθ = E cos 2θ 
Revised May 10   
Page 9 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
21.  Coefficient A.  Coefficient A represents the constant deviation due to the vectors bY and dX.  It 
can be determined by taking the average of the deviations measured on any number of equally spaced 
headings; the more headings, the greater the accuracy.  For the initial correction of a compass before 
calibration  coefficient  A  is  normally  determined  from  observations  on  four  headings,  but  for  deviation 
analysis it is calculated from observations on eight or twelve headings, thus: 
Coefficient A = 1/8(δN + δNE + δE + δSE + δS + δSW + δW + δNW) 
Other Sources of Deviation 
22.  In addition to deviations due to the permanent and induced magnetism of the aircraft, deviations 
may be caused by the following: 
a. 
Index or Alignment Error.  If the sensor is not correctly aligned with the axis of the aircraft, 
or  if  the  transmission  synchros  are  out  of  alignment,  an  error  constant  for  all  headings  will  be 
present.    The  effect  is  identical  to  that  of  coefficient  A,  and  although  the  errors  may  be 
distinguished by the term Apparent A, with magnetic effects being termed Real A, in practice it is 
not necessary to distinguish between them; they are both included in the term coefficient A. 
b. 
Electrical  Fields.    Direct  currents  will  create  fields  which  have  a  similar  effect  to  hard  iron 
magnetism.  Although the effects can be determined by calibrating the aircraft with and without the 
appropriate circuits operating, in practice, providing the sensor is in a remote part of the aircraft, 
the effects of any field will be negligible. 
c. 
Transmission Errors.  With remote indicating compasses, impedance and voltage imbalances 
in the flux valve and synchros can cause errors of the sin 2q or cos 2q form.  These errors are usually 
greater than those due to induced magnetism, but it is unnecessary to differentiate between the sources 
of error and both are included in coefficients D and E. 
Total Deviation 
23.  The two hard iron horizontal components, P and Q, and the six soft iron horizontal components, aX, 
bY, cZ, dX, eY, and fZ, can be grouped according to their similarity of effect to produce five coefficients, 
A, B, C, D, and E, which represent the maximum deviations caused by the individual sets of components.  
The  deviation  due  to  any  set  on  a  compass  heading  θ  can  then  be  determined  by  multiplying  the 
coefficient  by  the  appropriate  trigonometric  function  of  the  heading,  eg  B  sin  θ  for  P  and  cZ.    The  total 
deviation (δ) on any heading (θ) is then the sum of these individual expressions, thus: 
δ = A + B sin θ + C cos θ + D sin 2θ + E cos 2θ
This addition is shown graphically in the example of Fig 16. 
Revised May 10   
Page 10 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
5-15 Fig 16 Graphs of Component Deviations and Total Deviation 
+A
+B sin θ
+C cos θ
+D sin 2θ
+E cos 2θ Total Deviation δ
0
0
090
090
180
180
270
270
360
360
24.  Although  the  previous  discussion  has  considered  the  components  of  total  deviation  separately, 
they  cannot  in  practice  be  measured  individually  as  they  act  simultaneously.    However,  if  the  total 
deviation is measured on the eight headings at which the individual maxima occur, the values of all of 
the coefficients can be obtained by analysis of the total deviation equation. 
25.  An expression for the total deviation on each cardinal and intercardinal heading can be obtained 
by substituting the value of the heading into the total deviation equation, thus: 
δN

A + C + E 
δNE

A + B sin 45º + C cos 45º + D 
δE

A + B - E 
δSE

A + B sin 45º − C cos 45º − D 
δS

A − C + E 
δSW

A − B sin 45º − C cos 45º + D 
δW

A − B − E 
δNW

A − B sin 45º + C cos 45º − D 
There  are  therefore  eight  independent  equations  from  which  to  determine  the  five  unknown 
coefficients.  Expressions for the coefficients can be deduced as: 
1
A

Σδ
8
1
B

(δE − W
δ )
2
1
C

(δN − S
δ )
2
1 ([δNE − S
δ E)+ (δSW − δ W
N
)
D

]
4
1 ([δN − E
δ )+ (δS− W
δ )
E

]
4
Revised May 10   
Page 11 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
Having  determined  the  five  coefficients,  it  is  possible to calculate the total deviation for any compass 
heading. 
26.  Example.  Suppose the value for total deviation on a compass heading of 060º is required given 
that the coefficients are: A = +2.0º, B = − 1.5º, C = + 3.0º, D = + 0.5º and E = − 1.0º. 
δθ
=  A + B sin θ + C cos θ + D sin 2θ + E cos 2θ 
i.e. δ60

+2.0 + (−1.5 sin 60º) + (3.0 cos 60º) + (0.5 sin 120º) + (− 1.0 cos 120º) 

+ 2.0 − (1.5 × 0.87) + (3.0 × 0.5) + (0.5 × 0.87) − (1.0 × − 0.5) 

+ 2.0 − 1.3 + 1.5 + 0.4 + 0.5 

+ 3.1 
Thus,  on  compass  heading  060º  the  total  deviation  is  taken  as  +3.1º  and  the  magnetic  heading  of  the 
aircraft will be 063.1º.  Fig 17a shows the graphs of the individual coefficients and Fig 17b shows the total 
deviation curve, from which the value of the total deviation on heading 060º can be confirmed as + 3.1º 
Changes in Deviation 
27.  The  examination  of  aircraft  magnetism  in  this  chapter  has  assumed  a  constant  Earth  field  and  a 
constant hard iron component of aircraft magnetism.  If the magnetic latitude of the aircraft is changed the 
directive force, H, will change.  Over a long period of time, or if for example the aircraft is left on one heading 
for  some  weeks,  the  hard  iron  component  will  change.    In  either  case,  the ratio of the hard iron deviating 
force  to  the  Earth’s  directive  force  will  alter,  resulting  in  a  change  to  the  deviation  angle.    Soft  iron 
components will also change with latitude as the horizontal and vertical components of the Earth’s field vary.  
Finally, a lightning strike can radically alter an aircraft’s magnetism. 
5-15 Fig 17 Graph of Total Deviation 
Fig 17a Graphs of The Individual Coefficients 
o
o
o
o
o
A = +2
B =   1.5
C = +3.0
D = +0.5
E =   1.0
1
0
1
2
3
2
1
0
1
2
3
2
1
0
1
2
3
1
0
1
1
0
1
090
180
270
360
Revised May 10   
Page 12 of 13 

AP3456 – 5-15 - Magnetic Compass Deviations 
Fig 17b The Total Deviation Curve 
Total Deviation d
3
2
1
0
1
2
3
4
5
060
090
180
270
360
Revised May 10   
Page 13 of 13 


AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
CHAPTER 16 - COMPASS SWINGING PROCEDURES 
Introduction 
1. 
Compass  swinging  is  a  special  procedure  used  to  ensure  that  magnetic  compasses  are  as 
accurate as possible.  It derives its name from the fact that the aircraft containing the compass 
system is 'swung' through a series of headings.  During this process, readings are taken of the 
aircraft  compass  systems  and  these  are  compared  to  an  accurate  datum  compass  which  is 
independent of the aircraft system.  Compass swings are carried out on a specially prepared part 
of  an  airfield  known  as  a  'Compass  Base'.    Fig  1  shows  a  typical  scenario  during  a  compass 
swing, with the datum compass operator in position to take a bearing on the fore/aft axis of the 
aircraft at the compass base.  This chapter will concentrate on the practical aspects of carrying 
out a compass swing, but a knowledge of aircraft magnetism, covered in Volume 5, Chapter 15, 
would be beneficial.  The engineering aspects of compass swings are covered in MAA Manual of 
Maintenance and Airworthiness Processes (MAP-01), Chapter 12.9, and instructions for use of 
the MOD Form 712A (the Compass Calibration Log) are detailed in MAA Manual of Maintenance 
and Airworthiness Processes - Supplement, Chapter 2. 
5-16 Fig 1 An Operator ready to take a Bearing on the Fore/Aft Axis of the Aircraft
2. 
A full compass swing usually consists of a 'correcting swing' followed by a 'calibration swing'. 
a. 
The  Correcting  Swing.    In  Volume  5,  Chapter  15  it  was  shown  that  the  amplitude  of  the 
deviation  curve  is  directly  dependent  on  the  value  of  the  deviation  coefficients.    Ideally,  if  all  the 
coefficients could be reduced to zero, the deviation curve would become a straight line coincident 
with the central axis, i.e. there would be no deviation.  The purpose of the correcting swing is to 
approach  this  condition  of  zero  deviation  as  closely  as  possible  by  reducing  the  values  of  the 
coefficients.    This  may  be  achieved  by  the  use  of  corrector  devices,  which  generate  magnetic 
fields equal in magnitude, but opposite in direction, to those caused by the components of aircraft 
magnetism.  In practice, it is impossible to eliminate the coefficients entirely, and indeed, in most 
cases only coefficients A, B and C are corrected (see para 16). 
b. 
The  Calibration  Swing.    After  correction,  the  compass  is  calibrated  so  that  the  residual 
deviations can be determined and recorded.  These residual deviations can then be used in flight 
to correct readings taken from the compass indicators. 
Revised Jul 11 
Page 1 of 11 

AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
3. 
The accuracy with which deviations are measured and corrected depends upon: 
a. 
The accuracy to which it is possible to read both the compass and datum instrument during 
the swing. 
b. 
The  accuracy  requirements  stipulated  by  the  user,  which  will  depend  on  how  important  the 
magnetic compass is to the aircraft’s primary navigation system. 
The Compass Base 
4. 
To ensure that the deviations derived from a compass swing are caused only by aircraft magnetism, 
the swing must be carried out in an area free from magnetic fields other than that of the Earth.  All major 
UK military airfields are provided with such an area, known as a 'Compass Base'.  Full details of compass 
bases  are  contained  in  MAA  Manual  of  Maintenance  and  Airworthiness  Processes  (MAP-01), 
Chapter 12.9. 
5. 
In  addition  to  the  need  to  be  free  from  extraneous  magnetic  fields,  a  compass  base  should  be 
sited such that its use does not interfere with normal aircraft movements on the airfield and its surface 
should  not  preclude  its  use  in  wet  weather.    It  must  be  large  enough  (and  strong  enough)  to take all 
types of aircraft likely to use it, bearing in mind the radii of the aircrafts’ turning circles and the position 
of  any  sighting  rods  (and  their  path  during  the  swing).    The  compass  base  must  be  clearly  and 
permanently marked to show: 
a. 
The base centre. 
b. 
The central area within which the aircraft’s sensor should remain. 
c. 
The datum compass circle. 
d. 
Areas of magnetic anomalies. 
6. 
Compass  bases  are  subject  to  periodic  re-survey  to  ensure  their  continued  suitability.  
Responsibility  for  surveying  compass  bases  is  vested  in  QinetiQ,  Land  Magnetic  Facilities  at  MOD 
Portland  Bill.    QinetiQ  are  also  the  authority  on  many  other  aspects  of  compass  swinging,  including 
calibration of datum compasses. 
7. 
Magnetic Anomalies.  Compass bases are classified as Class 1 if there are no known magnetic 
anomalies in excess of ± 0.1º at 1.5m above ground level, or Class 2 provided any anomalies are less 
than  ±  0.25º  at  1.5m  above  ground  level.    If  a  base  is  to  be  used  for  aircraft  which  have  magnetic 
detectors significantly below 1.5m, a special survey is required.  It is unusual for there to be any natural 
ferrous  deposits  on  an  airfield,  and  any  magnetic  interference  is  therefore  most  likely  due  to  buried 
scrap  metal,  reinforced  concrete,  drainage  systems,  wire  fences  or  conduit  for  electrical  cabling.  
Electro-magnetic  interference  may  be  caused  by  electrical  cabling  and,  if  such  cables  cannot  be 
avoided or re-routed, their effect, with and without current flowing, must be assessed. 
8. 
Changes  in  Variation.    Changes  in  variation  may  occur  through  diurnal  changes  and  magnetic 
storms.  Diurnal changes in variation may vary from a few arc minutes close to the magnetic equator to 
many degrees close to the magnetic poles.  In southern England, the diurnal change varies from about 
0.25º in the summer to about 0.07º in the winter.  Magnetic storms are usually associated with sunspot 
activity.    Although  the  frequency  of  such  storms  is  only  about  once  per  year,  they  may  last  several 
hours or even days, and can alter the variation by up to 0.5º in the UK. 
Revised Jul 11 
Page 2 of 11 

AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
Occasions for a Compass Swing 
9. 
The  engineering  responsibility  for  the  calibration  and  adjustment  of  aircraft  compasses  is 
promulgated  in MAA Manual of Maintenance and Airworthiness Processes (MAP-01), Chap 12.9.  This 
document defines the occasions on which a compass swing is required, and these are summarized as 
follows: 
a. 
As directed in aircraft maintenance schedules. 
b. 
On  acceptance  by  a  user  unit,  if  a  new-build  aircraft  has  been  delivered  direct  from  a 
contractor. 
c. 
After an aircraft has been in long-term storage. 
d. 
When an aircraft has been subjected to severe static electricity, eg a lightning strike.  In this 
case,  particular  attention  must  be  paid  to  compass  accuracy  and,  if  necessary,  the  appropriate 
demagnetization procedures laid down by the operating authority must be followed. 
e. 
On  transfer  of  an  aircraft  from  one  theatre  of  operations  to  another,  if  this  entails  a  large 
change  of  magnetic  latitude.    This  need  not  apply  to  aircraft  on  detachment  of  less  than  four 
weeks, unless higher order accuracy is operationally required. 
f. 
Whenever a compass system has been subjected to shock, e.g. after a heavy landing. 
g. 
After an aircraft has been repaired or subjected to conditions likely to affect the accuracy of 
the compass systems.  Examples of such repairs and conditions are: 
(1)  A change of a component within the compass system likely to create a significant change 
in deviation, eg flux valve or magnetic compass. 
(2)    A  change  of  position,  replacement,  addition  or  permanent  removal  of  any  magnetic 
material, or alteration to any electrical circuit, in the vicinity of a direct reading compass or a 
detector unit of a remote reading compass. 
h. 
If it is considered likely that a specific freight load will cause magnetic influence and thereby 
affect compass readings. 
i. 
Whenever the accuracy of the compass system is in doubt. 
Preparing to do a Compass Swing 
10.  Before  starting  a  compass  swing,  the  following  general  points  should  be  checked  to  prevent 
embarrassment and delay: 
a. 
Ensure  that  the  weather  conditions  are  suitable  for  carrying  out  the  swing.    Except  under 
exceptional  circumstances,  ground-based  compass  swinging  is  only  carried  out  in  weather 
conditions clear of persistent rain and with wind speeds of 15 kt or less. 
b. 
Ensure that the compass base is available for use. 
c. 
Check that the aircraft compasses are fully serviceable. 
d. 
Collect all of the items required for the calibration of the compass, eg Precise Heading Test 
Set,  Watts  Datum  Compass,  corrector  keys,  sighting  rods  and  Compass  Calibration  Log 
(MOD Form 712A). 
e. 
Ensure that non-magnetic tools are available. 
Revised Jul 11 
Page 3 of 11 

AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
f. 
Remove  any  items  of  moveable  equipment  which  may  affect  the  magnetic  sensor,  eg  tool 
kits or spares in the vicinity of the sensor. 
g. 
Obtain permission from Air Traffic Control to tow or taxi the aircraft to the compass base. 
h. 
Check  that  the  appropriate  power  source  is  available  and  that  both  the  towing  vehicle  and 
power set have sufficient fuel. 
i. 
Brief  the  compass  swinging team on the procedures to be followed.  Ensure that personnel 
remove from their person all metallic objects likely to interfere with the swing, e.g. watches, pens, 
spanners, headgear with metallic badges (see also Volume 5, Chapter 14, para 12).  If the swing 
is  to  be  conducted  with  engines  running,  ensure  that  the  datum  compass  operator  uses  non-
metallic ear defenders rather than a headset. 
j. 
If  sighting  rods  are  to  be  used  to  act  as  the  datum  points  of  the  aircraft  (see  Volume  5, 
Chapter 14), ensure that they are attached to the appropriate mountings. 
k. 
Before starting the swing, switch on any aircraft electrical equipment which is likely to cause 
magnetic deviation in flight, but observe restrictions on ground operation of equipment. 
Types of Compass Swing 
11.  There  are  four  types  of  compass  swing.    The  'Standard'  and  'Refined'  swings  are  the  most 
commonly encountered since they are used by many different aircraft types.  Both will be considered in 
detail in this chapter. 
a. 
Standard Swing.  The standard swing is used where the compass system is not used as an 
input  to  other  navigation  or  weapon  aiming  systems.   Although a Watts Datum compass can be 
used as the datum, a Medium Landing compass is sufficient (for details of datum compasses see 
Volume  5,  Chapter  14).    A  standard  swing  can  be  carried  out  on  either  a  Class  1  or  Class  2 
compass base and uses eight headings during the calibration phase. 
b. 
Refined  Swing.    The  refined  swing  is  used  when  the  compass  is  used  as  a  heading  input  to 
produce navigation or weapon aiming solutions.  A more accurate reference (Watts Datum compass or 
Inertial Navigation System (INS)) must be used to provide the datum headings, and the calibration 
swing  is  carried  out  on  twelve  headings.    A  refined  swing  can  only  be  carried  out  on  a  Class  1 
compass base (but see Volume 5, Chapter 18). 
c. 
Electrical  Swing.    The  electrical  swing  is  essentially  the  same  as the refined swing except 
that,  instead  of  physically  moving  the  aircraft  onto  the  appropriate  headings,  the  headings  are 
simulated  by  a  Compass  Calibrator,  which  applies  a  DC  current  to  the  secondary  coils  of  the 
detector  unit.    During  set-up,  a  Watts  Datum  compass  is  used  to  align  the  aircraft  with  the 
magnetic  meridian.    Unlike  conventional  swings,  the  area  used  for  calibration  need  not  be  free 
from magnetic disturbances, provided there is magnetic stability. 
d. 
Air  Swing.    Although compass swinging is usually carried out on the ground, it is possible to 
carry out an airborne compass swing, normally using an INS as the source of datum heading.  Air 
swings are seldom carried out, but they are discussed in Volume 5, Chapter 17. 
Revised Jul 11 
Page 4 of 11 

AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
The four different types of swing are summarized in Table 1. 
Table 1 Summary of the Four Types of Compass Swing 
Type of Compass Swing 
Standard 
Refined 
Electrical 
Air 
Compass Base  
Class 1 or 2 
Class 1 
Not required 
Not required 
Datum Compass 
MLC or WD 
WD or INS 
WD during set-up 
INS 
Correcting 
Swing 
Yes 
Yes 
Yes 
Yes 
Needed
Calibration Swing 
8 points 
12 points 
12 points 
12 points 
This Chapter 
This Chapter 
Aircraft-specific 
Refer to: 
paras 14 - 18 and 
Vol 5, Chap 17 
paras 14 - 18 
Manuals 
Vol 5, Chap 19 
12.  Before  detailed  examination  of  the  different  types  of  swing,  there  are  some  general  rules  which 
must be adhered to at all times, to ensure an accurate swing: 
a. 
The aircraft must be positioned within ± 5º of each of the nominal headings. 
b. 
After each change of heading, chocks should be inserted to ensure that the aircraft does not 
move whilst readings are being taken. 
c. 
Sighting  rods,  where  used,  should  be  checked  for  verticality  after  each  change  of  heading, 
before sighting with the datum compass. 
d. 
The aircraft compass system must be allowed to settle after each change of heading, before 
the reading is taken. 
e. 
Great  care  must  be  taken  to  ensure  that  both  the  datum  and  aircraft  compasses  are  read 
simultaneously, and to their respective limits of accuracy. 
The necessary accuracy and limits of the swing are stipulated by operating authorities, but, in general, 
coefficients  should  be  reduced  to  less  than  1.0º  for  a  standard  swing  and  0.5º  for  a  refined  swing.  
Specific limits for each aircraft type are contained in the aircraft engineering documents. 
13.  As mentioned in para 2, compass swings consist of two distinct phases: correction and calibration.  
The  rest of this chapter will describe these two procedures as they apply to the standard and refined 
swings.    Aircraft  which  use  the  electrical  swing  will  have  the  procedures  documented  in  their  type-
specific manuals. 
The Correcting Swing 
14.  Purpose.    The  purpose  of  the  correcting  swing  is  to  reduce  all  the  correctable  coefficients  to 
within  limits.    The  correcting  swing  may  have  to  be  repeated  several  times  to  achieve  the  required 
accuracy.  The data from each correcting swing is entered in the appropriate block on the first page of 
the Compass Calibration Log (MOD Form 712A). 
Revised Jul 11 
Page 5 of 11 

AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
15.  Procedure.  The correction procedure is common to both Standard and Refined swings, and is as 
described in the following sub-paras.  Fig 2 is an extract from the MOD Form 712A and illustrates, by way 
of an example, how the results of the correcting swing are recorded. 
a. 
Turn the aircraft onto South, and record the aircraft and datum compass readings. 
b. 
Turn the aircraft onto West, and record the aircraft and datum compass readings. 
c. 
Turn the aircraft onto North, and record the aircraft and datum compass readings. 
d. 
Turn the aircraft onto East, and record the aircraft and datum compass readings. 
e. 
Calculate the deviations (datum heading minus aircraft compass heading). 
f. 
Sum the deviations algebraically and divide by four to find coefficient A. 
g. 
Apply coefficient A to the compass reading (with sign unchanged) and correct the compass 
(see para 16). 
h. 
Calculate coefficient B using the formula: 
E
δ − W
δ
Coefficient B = 
2
i. 
Apply  coefficient  B  (sign  unchanged)  to  the  resultant  compass  heading  after  correcting  for 
coefficient A, and, with the aircraft still on East, correct the compass (see para 16). 
j. 
Calculate coefficient C using the formula: 
N
δ − S
δ
Coefficient C = 
2
k. 
Turn  the  aircraft  onto  South,  record  the  new  aircraft  compass  heading,  apply  coefficient  C 
(sign changed) to this reading and correct the compass (see para 16). 
l. 
Repeat this correcting procedure until coefficients A, B and C are all within limits, ie no further 
corrections have to be made.  When this condition is reached, the calibration swing may start. 
5-16 Fig 2 Extract from Form 712A showing the Recording of the Correcting Swing 
Mag Hdg + Cor'n
Datum
Compass
Approx
or
Heading
Heading
Deviation
Heading
Ins Hdg – Var'n
(see Note)
(a)
(b)
(a – b)
South
180.5 181.5
– 1.0
West
270.0 268.5
+ 1.5
North
359.5 358.5
+ 1.0
East
091.0 090.5
+ 0.5
Coefficient A
+ 0.5 A
+ 2.0
=
4
Make Compass Read
091.0
= + 0.5
Coefficient B
 0.5
0.5 – (+1.5)
B =
Make Compass Read
090.5
2
 0.5
South
179.5
1.0 – ( 1
– .0)
Coefficient C Sign Changed
C
– 
=
1.0
2
Make Compass Read
178.5
= + 1.0
16.  Correcting the Compass.  In the previous paragraph, there were three references to correcting 
the compass during the swing.  Although specific details vary according to aircraft and compass type, 
the two most common methods of applying the corrections to remote indicating compass systems are: 
Revised Jul 11 
Page 6 of 11 


AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
a. 
Removing Coefficient A.  Small amounts (up to 1º) of coefficient A can be removed by offsetting 
the  zero  line  of  the  Variation  Setting  Control  (VSC)  on  the master indicator using a special tool.  For 
values greater than 1º, it is normally necessary to physically rotate the detector unit. 
b. 
Removing  Coefficients  B  and  C.    Coefficients  B  and  C  are  usually  removed  by means of 
corrector dials which are located beneath a cover on the compass controller (see Fig 3).  Having 
removed  the  cover,  the  locking  screw  on  the  appropriate  dial  is  loosened  and  the  dial  is  turned 
progressively until the compass reads the required heading.  Care must be taken when tightening 
the locking screw after adjustment to ensure that the dial is not turned in the process. 
5-16 Fig 3 Corrector Dials for removing Coefficients B and C 
Locking Screws
The Calibration Swing 
17.  Purpose.  The purpose of the calibration swing is to check that coefficient A has been removed 
and  that  the  residual  deviation  is  within  the  limits  prescribed  in  the  relevant  aircraft  documentation.  
Although the detailed procedure differs slightly between Standard and Refined swings, the final step is 
essentially the same – the construction of deviation cards for installation in the aircraft. 
18.  Procedure
a. 
Standard Swing.  The calibration phase of the Standard Swing proceeds as described in the 
following  sub-paras.    Fig  4  is  an  extract  from  the  MOD  Form  712A  and  illustrates,  by  way  of an 
example, how the results of the calibration swing are recorded. 
(1)  Turn the aircraft onto South-West (225º), record the aircraft and datum compass readings. 
(2)  Turn the aircraft to the right in steps of 45º.  At each step, record the aircraft and datum 
compass readings.  The eighth, and final, heading will be South. 
(3)  Calculate  the  deviations  on  each  heading  and  compute  coefficient  A  by  dividing  their 
algebraic sum by eight. 
(4)  If the deviation figures are all within limits, and no further adjustment to coefficient A is 
required, the swing can be terminated. 
Note: In the example at Fig 4, the algebraic sum of the residual deviations on all eight headings is 
+ 4.0º, therefore the value of A is + 0.5º.  As this value is within limits, the swing is terminated. 
b. 
Refined  Swing.    The  aircraft  is  moved  through  a  twelve-point  swing  starting  on  210º.    The 
datum and compass readings are recorded every 30º (see the example in Fig 8).  The deviations 
obtained  from  this  swing  form  the  basis  of  the  Fourier  and  accuracy  analyses,  which  are 
described in Volume 5, Chapter 19. 
Revised Jul 11 
Page 7 of 11 

AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
5-16 Fig 4 Extract from Form 712A showing Calibration Phase of Standard Swing 
Mag Hdg + Cor'n
Datum
Compass
Approx
or
Heading
Heading Deviation
Heading
Ins Hdg – Var'n
(see Note)
(d)
(e)
(d – e)
225
223.5 222.0 + 1.5
270
272.0 271.0 + 1.0
315
317.0 316.5 + 0.5
360
002.0 002.0
0.0
045
046.0 046.5  0.5
090
089.0 089.0
0.0
135
135.5 135.0 + 0.5
180
181.5 180.5 + 1.0
19.  Output.    As  mentioned  in  para  17,  the  final  step  of  the  calibration  swing  is  the  production  of 
deviation  cards,  which  show  the  corrections  to  be  made  to  the  compass  indications  for  all  headings.  
These  deviation  cards  are  located  in  the  aircraft,  in  purpose-designed  holders,  next  to  the  compass 
systems to which they apply. 
a. 
The  Deviation  Curve.    A  deviation  curve  is  plotted  from  the  data  derived  during  the 
calibration swing.  This curve is then used to produce the deviation card.  Fig 5 shows a deviation 
curve plotted from the data at Fig 4.  The first step in producing the curve is to choose a suitable 
scale  for  the  x-axis.    The  deviation  value  for  each  of  the  headings  is  then  plotted  against  the 
corresponding  compass  heading  (column  'e'  in  Fig  4).    Having  joined  the  plotted  points  with  a 
smooth curve, intermediate vertical lines are drawn (the dotted red lines in Fig 5), to intersect the 
curve  at  the  critical  headings.    For  example,  the  lines  drawn  at  1.25E  and  1.75E  delineate  the 
band where the applied deviation is 1.5E.  To ascertain the critical headings, horizontal lines are 
drawn from the intersections of the intermediate verticals with the curve (the blue lines in Fig 5).  
Critical headings and the deviation within the band are then annotated on the graph.  In the case 
shown in Fig 5, the critical headings for the 1.5E band previously discussed, are 197º and 255º. 
Revised Jul 11 
Page 8 of 11 


AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
5-16 Fig 5 Residual Deviation Graph constructed from the data in Fig 4 
2.0 1.5 1.0 0.5
0.5 1.0 1.5 2.0
0
020
070
0
110
0.5E
159
1.0E
197
1.5E
255
1.0E
295
0.5E
340
0
-0.75
+ 0.25
+ 1.25
-0.25
+ 0.75
+ 1.75
b. 
The Deviation Card.  The critical headings and deviation bands from the deviation curve are 
noted  and  transposed  onto  a  blank  deviation  card    (see  Fig  6).    The  exact  way  in  which  this  is 
done depends on the deviation card in use.  It must be remembered that the sign convention used 
for  deviation  is  that  the  sign  used  indicates  how  deviation  is  applied  to  compass  heading  to 
convert it to magnetic heading (see Volume 9, Chapter 1).  For example, if deviation is 2º West 
(negative) then a compass heading of 093º would equate to a magnetic heading of 091º. 
(1)    The  Navigator’s  Card.    The  deviation  card  shown  at  Fig  6  is  intended  for  use  at  the 
navigator’s position and has deviation presented with its correct sign, since this is the way the 
navigator will use it. 
Revised Jul 11 
Page 9 of 11 

AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
5-16 Fig 6 Deviation Card constructed from the Deviation Curve at Fig 5 
R.A.F. Form 316C
0
+ 0.5
0
340
020
–0.5
320
040
300 East
West 060
+ 1.0
280
080
East
DEVIATION
0
260
100
240
120
East
East
220
140
East
+ 1.5
200
160
180
+ 0.5
(2)  The Pilot’s Card.  Deviation cards for use in the pilot’s position should have the sign of 
deviation  reversed  since  the  pilot  will  need  to  know  what  compass  heading  to  steer  from  a 
given magnetic heading.  The deviation card shown at Fig 7 is for use at the pilot’s position 
and  is  constructed  from  the  same  data  as  the  Navigator’s  card  at  Fig 6  (note  that  it  also 
shows deviation for the Standby Compass).  As an example of its use, consider the situation 
where  Air  Traffic  Control  tell  the  pilot  to  steer  a  heading  of  180º  magnetic;  reference  to  the 
card shows that deviation is 1º East (positive), and the required compass heading is 179º. 
5-16 Fig 7 Deviation Card for use at the Pilot’s Position 
R.A.F. Form 316E
0
N
0
A
2
d
0
d
340
1
0
.0
1.0
40
320
0
tract
b
0
0
Subtract
Su
Add
6
0.5
0.5
0
MAIN
0
3
TO OBTAIN
0
0
8
8
COMPASS
0
2 Subtract
1.0
HEADING
2
0
6
FROM
0
0
0
MAGNETIC
1
Sub
2
HEADING
tra
4
Subtract
Subtract
0 0
ct
0
1.5
N
I
A
M
0.5
2
2
1
.0
2
Subtract
20
140
200
160
180
Subtract 1.0
20.  Documentation.    It  is  important  to  remember  that  the  compass  swinging  process  is  part  of  an 
engineering  procedure  and,  as  such, must be documented and recorded in accordance with relevant 
orders.  The compass swing is not complete until the paperwork is done and the relevant sections of 
the aircraft documentation signed. 
Revised Jul 11 
Page 10 of 11 






AP3456 – 5-16 - Compass Swinging Procedures 
5-16 Fig 8 Compass Calibration Log Entries for a Refined Swing (Correcting and Calibration) 
Revised Jul 11 
Page 11 of 11 

AP3456 – 5-17 - The Air Swing 
CHAPTER 17 - THE AIR SWING 
Introduction 
1. 
The  standard  method  of  swinging  an  aircraft  compass  is  to  tow  the  aircraft  in  a  circle  around  a 
surveyed  compass  base  and  to  measure  the  compass  deviations  with  an  extremely  accurate  datum 
instrument.  Usually, the power supply for the aircraft compass system is from an external source, as it 
is  impracticable to run the engines for the time required to take accurate observations.  Although the 
compass system is not subjected to the forces encountered in flight, and the aircraft undercarriage is 
down,  any  differences  in  deviation  due  to  these  limitations  are  far  outweighed  by  the  advantages  of 
accurate observation in a stable environment. 
2. 
Providing  an  accurate  datum  for  determining  heading  whilst  airborne  is  available,  and  the  local 
values  of  variation  are  known,  it  is  possible  to  swing  an  aircraft  compass  in  the  air,  although  the 
accuracy of the swing is subject to the following limitations (see Volume 5, Chapter 12): 
a. 
Error in measuring coefficient C due to coriolis acceleration. 
b. 
Settling time after turns, which is a function of hang-off error. 
3. 
If a compass swing is required, prior to a transit and recovery to base, an airborne swing may be 
an option.  An airborne swing could provide sufficient data for a standard swing. 
Methods of Determining Heading in the Air 
4. 
Use of an Inertial Datum Bearing.  The most likely source of a steady, accurate heading datum 
is the inertial navigation system, where available. 
5. 
Use of a Gyro Datum Bearing.  A low-drift gyro is a suitable source for datum headings.  If such 
a gyro is not already fitted in the aircraft, it may be feasible to incorporate minor modifications to fit one. 
6. 
Taking  the  Datum  Bearings.    A  set  of  five  readings  should  be  taken  on  each  heading  and 
averaged.    It  is  essential  that  the  readings  of  the  datum  and  the  compass  are  taken  simultaneously, 
and the following procedure is recommended: 
a. 
One observer is employed to extract a bearing every 15 seconds, for one minute, indicating 
to the crew when the bearing is taken.  These readings are then averaged. 
b. 
At each indication, another observer records the compass readings every 15 seconds for one 
minute, and averages these readings. 
c. 
At the third reading, an accurate fix and the time are recorded. 
7. 
Magnetic Bearing from the Gyro Datum.  The magnetic heading of the aircraft is found before 
flight,  using  the  best  datum  available  (this  may  be  an  external  datum  such  as  a  Watts  Datum 
Compass).  At the same time, the gyro reading is recorded.  The difference, eg Watts Datum Compass 
reading  minus  gyro  reading,  is  the  correction  to  be  applied  to  the  gyro  reading  to  obtain  the  datum 
magnetic bearings.  The correction cannot be applied directly because of gyro drift, and the gyro drift 
rate  must  be  assessed.    This  can  be  done  quite  simply  by  comparing  the  gyro  heading  against  the 
Revised May 10  Page 1 of 4 

AP3456 – 5-17 - The Air Swing 
Watts Datum Compass again after flight.  The difference in corrections is due to gyro drift.  The gyro 
drift is applied proportionally to the airborne gyro readings.  An example of such calculations is shown in 
Tables 1 and 2. 
Table 1 Calculation of Gyro Drift Rate 
Before Take-off  After Landing 
Time 
1000 hours 
1030 hours 
Datum 
030.45º 
073.92º 
Compass 
Gyro 
302.96º 
346.62º 
Correction 
+ 087.49º 
+ 087.30º 
Gyro drift                                =     – 0.19º 
Therefore gyro drift rate          =     – 0.38º per hour 
The  correction  for  difference  in  variation  (Table  2)  arises  from  the  difference  in  position  between  the 
point of ground reference, and the aircraft at time of the observations.  It can be found by plotting the 
aircraft’s position on a chart which shows variation, and extracting the difference between the ground 
and  in-flight  variation.    Assessment  of  gyro  drift  rate  should  be  made  before  and  after  the  correcting 
swing, and before and after the calibration swing. 
Table 2 Application of Gyro Drift Rate 
Datum 
Correction 
Correction 
Correction 
Final 
Time 
Gyro 
Gyro 
for  Variation 
for drift rate 
to gyro 
Datum 
Bearing 
diff 
1010 
273.25º 
– 0.06º 
+ 087.43º 
000.68º 
+ 0.4º 
001.08º 
1015 
001.85º 
– 0.10º 
+ 087.39º 
089.24º 

089.24º 
1018 
094.00º 
– 0.12º 
+ 087.37º 
181.37º 
– 0.3º 
181.07º 
1022 
182.20º 
– 0.14º 
+ 087.35º 
269.55º 
– 0.1º 
269.45º 
8. 
The  Accuracy  of  the  Datum  Bearings.    Some  factors  affecting  the  accuracy  of  each  type  of 
datum bearing are mentioned below: 
a. 
Inertial Datum.  The inertial system offers high accuracy of true heading readings.  Variation 
must then be applied, to give a magnetic datum. 
b. 
Gyro  Datum.    The  calculations  shown  in  Tables  1  &  2  assume  that  the  gyro  drift  rate  is 
constant, which may not be the case.  Also, the possibility of errors due to change of variation with 
height has not been eliminated.  Ignoring the variation factor, the quality of the gyro will dictate the 
accuracy of the datum headings. 
Revised May 10  Page 2 of 4 

AP3456 – 5-17 - The Air Swing 
Swing Procedures 
9. 
The preliminaries to the ground compass swing apply, in general, to the air swing.  In particular, a 
digital  read-out  of  compass  and  gyro  readings,  if  not  built  in,  should  be  fitted  if  available.    Additional 
considerations include: 
a. 
Air Traffic Control considerations, for area of operation and flight patterns. 
b. 
Selection of a suitable height to fly, bearing in mind the avoidance of turbulence. 
10.  The Gyro Datum Swing.  The procedure for a gyro datum swing is as follows: 
a. 
Carry out the preliminary checks. 
b. 
Taxi the aircraft to designated area, and measure magnetic heading of the aircraft.  Record 
the heading, the gyro reading and the time. 
c. 
Take-off and climb to the operating altitude. 
d. 
Head  the  aircraft  successively  on  to  North,  East,  South  and  West.    Record  the  compass 
headings, gyro readings, the fixes and times on each cardinal heading. 
e. 
Plot the fixes and extract the corrections for variation difference. 
f. 
Land at base, and obtain the new gyro correction; then calculate the gyro drift rate. 
g. 
Apply all corrections as shown in para 7 to obtain the datum bearings.  Enter the datum and 
compass headings in the appropriate columns of MOD Form 712A. 
h. 
Calculate and correct for coefficients A, B and C, as for the ground correcting swing. 
i. 
Obtain  and  record  the  gyro  reading  correction  before  take-off  for  the  second  part  of  the 
swing. 
To  save  time, if any coefficients were corrected, the aircraft should be flown first on the four cardinal 
headings.  By applying the predicted drift rate and re-calculating the coefficients it can be seen whether 
they are less than 0.5º.  If they are not, the aircraft should be landed and the coefficients removed as in 
sub-paras e to h, but if they are less than 0.5º, the calibration swing may proceed as follows: 
j. 
Obtain  the  readings  every  30º.    The  aircraft  may  be  flown  on  chords  to  a  circle  roughly 
centred on the airfield. 
k. 
After landing, re-assess the gyro drift rate. 
l. 
Complete the MOD Form 712A and the appropriate deviation card. 
11.  Airborne  Swings  against  Inertial/Other  Datums.    Airborne  swings  against  other  datums  differ 
from the procedure in para 10 in that it is not necessary to spend time on the ground to determine the 
Revised May 10  Page 3 of 4 

AP3456 – 5-17 - The Air Swing 
gyro  corrections  and  drift.    The  swing  will  also  only  require  one  flight  if  the  coefficients  are  less 
than 0.5º. 
Revised May 10  Page 4 of 4 

AP3456 – 5-18 - A Refined Swing on a Class 2 Base 
CHAPTER 18 - A REFINED SWING ON A CLASS 2 BASE
Introduction 
1.
Under  normal  circumstances,  a  refined  swing  can  only  be  carried  out  on  a  Class  1  compass  base 
(MAA Manual of Maintenance and Airworthiness Processes (MAP-01), Chapter 12.9), ie a compass base 
where  the  known  magnetic  anomalies  are  less  than  ±  0.1º.    However,  it  is  possible  to  carry  out  a  refined 
swing  on  a  Class  2  base  (i.e.  one  where  any  anomalies  are  less than ± 0.25º) using a special procedure 
involving the use of two Watts Datum Compasses. 
Principle 
2. 
This  procedure,  although  it  uses  a  Class  2  base,  depends  on  having  an  area  close  to  the  base 
which  meets  the  requirements  of  a  Class  1  base.    This  area  need  only  be  relatively  small,  sufficient 
that it can house a Watts Datum Compass without causing magnetic interference.  The area will need 
to be surveyed and approved by the same authorities responsible for compass bases. 
3. 
Having  established  and  marked  this  special  area  (known  hereafter  as  'the  plinth'),  the  principle 
used  to  carry  out  the  swing  relies  on  the  use  of  relative  bearings.    The  Watts  Datum  on  the  plinth  is 
used  as  the  master  reference.    It  is  aligned  with  magnetic  north  and  used  to  take  bearings  on  the 
mobile Watts Datum. 
4. 
The  mobile  Watts  Datum  is  used  in  the  same  way  as  for  a  normal  swing,  except  that  instead  of 
aligning it with magnetic north each time it is moved, it is aligned with the plinth Watts Datum and used to 
take a relative bearing on the aircraft.  The magnetic heading of the aircraft is computed by summating 
the two bearings (subtracting 360 if the sum is greater than 360), as explained later in this chapter. 
Swing Procedure 
5. 
The procedure described in the following paragraphs assumes that the class 1 plinth is to the south of 
the compass base.  In reality, the position of the plinth in relation to the base is immaterial as the procedure 
can be used from any relative position.  A plan view of a typical compass base is shown at Fig 1. 
Revised Jul 11 
Page 1 of 5 

AP3456 – 5-18 - A Refined Swing on a Class 2 Base 
5-18 Fig 1 Dimensions of a Typical Compass Base 
Outer Circle
Radius 100 ft
185°M
Inner Circle
Radius 33 ft
ft381
Plinth
6. 
The Aircraft Maintenance Manual (AMM) should contain a form, similar to that shown at Fig 2, to 
assist  in  determining  the  magnetic  heading  of  the  aircraft.    This  form  acts  as  both  a  checklist  and  a 
record of readings. 
Revised Jul 11 
Page 2 of 5 

AP3456 – 5-18 - A Refined Swing on a Class 2 Base 
5-18 Fig 2 Completed Offset Bearing Swing Form 
OFFSET BEARING COMPASS SWING PROCEDURE 
ALIGN PLINTH WATTS DATUM WITH MAGNETIC NORTH 
(Set to 180 if sighting from behind or 360 if sighting from the front) 
PWDC 
MWDC 
Magnetic 
Magnetic 
Relative 
Heading of 
Approx 
Bearing of 
Bearing of the 
A + B 
Aircraft 
Heading 
Mobile from 
Aircraft 
(If A + B > 360, 
Plinth 

subtract 360) 

180 
198.8 
339.6 
538.4 
178.4 
210 
245.3 
325.1 
570.4 
210.4 
240 
272.1 
327.1 
599.2 
239.2 
270 
289.6 
341.5 
631.1 
271.1 
300 
314.2 
343.8 
658.0 
298.0 
330 
333.6 
357.9 
691.5 
331.5 
360 
349.7 
010.0 
359.7 
359.7 
030 
011.2 
018.8 
030.0 
030.0 
060 
031.35 
030.75 
062.1 
062.1 
090 
049.0 
041.3 
090.3 
090.3 
120 
076.8 
040.9 
117.7 
117.7 
150 
115.7 
033.8 
149.5 
149.5 
Note:  In this example, the aircraft is being sighted from the front and the PWDC will be set to 360º. 
7. 
The procedure to be used is as follows: 
a. 
Position  the  Plinth  Watts  Datum  Compass  (PWDC)  on  the  plinth  and  align  with  magnetic 
north.  Set the zero to 180º if the aircraft is being sighted through the tail, or to 360º if it is being 
sighted through the nose (the AMM will specify which method is to be used). 
b. 
Position the aircraft on the required heading (see the AMM for details). 
c. 
Position  the  Mobile  Watts  Datum  Compass  (MWDC)  on  the  outer  circle  of  the  compass 
base, in line with the centreline of the aircraft (either nose or tail, as detailed in the AMM). 
d. 
Align the MWDC with the PWDC, i.e. make the '000' graticule point to the PWDC.  Now sight 
the  aircraft  and,  using  the  compass  scale,  read  off  the  relative  bearing  of  the  aircraft  from  the 
MWDC.  This is reading 'A'.  Record this reading on the form. 
Revised Jul 11 
Page 3 of 5 

AP3456 – 5-18 - A Refined Swing on a Class 2 Base 
e. 
At the PWDC, take a bearing on the MWDC.  This is reading 'B'.  Record this reading on the 
form. 
f. 
Calculate  the  aircraft  magnetic  heading  by  adding  together  readings  'A'  and  'B'.    If  the 
resultant  is  greater  than  360,  then  subtract  360  to  arrive  at  the  correct  result  (see  Fig  2).    The 
aircraft  heading  thus  obtained  will  be  used  as  the  entry  argument  on  the  compass  calibration 
proforma. 
g. 
Repeat steps c to f each time the heading of the aircraft is changed. 
8. 
Figure  3  shows  the  observed  bearings  from  the  two  Watts  Datum  compasses  with  the  aircraft 
heading 060º.  A similar diagram, with the aircraft on a heading of 270º is shown at Fig 4. 
5-18 Fig 3 Observed Bearings from Watts Datum Compasses with Aircraft Heading 060º 
MWDC
Relative Bearing
of Aircraft from
Mobile (A) is 031.35°
Aircraft
Heading
062.1° M
Magnetic Bearing
of MWDC from
PWDC
PWDC (B) is 030.75°
Revised Jul 11 
Page 4 of 5 

AP3456 – 5-18 - A Refined Swing on a Class 2 Base 
5-18 Fig 4 Observed Bearings from Watts Datum Compasses with Aircraft Heading 270º 
Relative Bearing
of Aircraft from
Mobile (A) is 289.6°
MWDC
Aircraft
Heading
271.1° M
PWDC
Magnetic Bearing
of MWDC from
PWDC (B) is 341.5°
Revised Jul 11 
Page 5 of 5 

AP3456 – 5-19 - The Analysis of the Compass Swing 
CHAPTER 19 - THE ANALYSIS OF THE COMPASS SWING 
THE FOURIER ANALYSIS 
0B
Derivation of the Coefficients 
2B
1.
The  purpose  of  the  Fourier  Analysis  is  to  extract  from  a  set  of  observations  the  most  accurate 
assessment of the deviation coefficients and residual deviations.  Volume 5, Chapter 16 described how 
the  coefficients  can  be  found,  but  in  two  cases,  B  and  C,  only  two  readings  were  used.    A  more 
accurate method is needed. 
2.  In  Volume  5,  Chapter  15  it  was  shown  that the deviation caused by coefficient B is a function of 
the  sine  of  the  heading.    The  observed  deviation  on  each  heading  is  multiplied  by  the  sine  of  that 
n
heading, and the results algebraically summed.  It can be shown that division of this sum by 
, where 
2
n is the number of headings, gives coefficient B.  Similar calculations may be done to find coefficients 
C, D and E.  Coefficient A is derived from the sum of the deviations and the number of readings.  The 
results can be summarized by the equations: 
Σδ
2 Σ δ sin θ
  A = 
B = 
n
n
2 Σ δ cos 2θ
2 Σ δ sin 2θ
  C = 
D = 
n
n
2 Σ δ cos 2θ
E = 
n
where δ is the observed deviation on heading θ and n is the number of observations. 
3. 
The greater the number of readings used the greater will be the accuracy of the derived coefficients.  
As the band of error only decreases as the inverse square root of n, twelve readings have been accepted 
as the practical figure, ie n = 12.  As an aid to calculation a table of values of sin θ, cos θ, sin 2θ and 
cos 2θ,  at  30°  intervals,  is  incorporated  the  Compass  Calibration  Log  which  is  used  for  the  Fourier 
Analysis.  For convenience these values have been extracted and are listed at Table 1. 
Table 1 Values of Functions of theta 
Hdg (θ
sin θ
cos θ
sin 2θ
cos 2θ







+1.00 

+1.00 
30 
+0.50 
+0.87 
+0.87 
+0.50 
60 
+0.87 
+0.50 
+0.87 
−0.50 
90 
+1.00 


−1.00 
120 
+0.87 
−0.50 
−0.87 
−0.50 
150 
+0.5 
−0.87 
−0.87 
+0.50 
180 

−1.00 

+1.00 
210 
−0.50 
−0.87 
+0.87 
+0.50 
240 
−0.87 
−0.50 
+0.87 
−0.50 
270 
−1.00 


−1.00 
300 
−0.87 
+0.50 
−0.87 
−0.50 
330 
−0.50 
+0.87 
−0.87 
+0.50 
Revised May 10   
Page 1 of 8 

AP3456 – 5-19 - The Analysis of the Compass Swing 
4.
Observed  Deviations.    At  Fig  1b  is  the  total  deviation  curve  derived  from  the  component  curves  at 
Fig la.  From Fig lb, the observed deviations every 30º, starting at 0º, are: −0.5º, +1.1º, +1.0º, +0.5º, +0.3º, 
+1.0º, +1.5º, +0.6º, −1.4º, −3.5º, −3.9º and −2.6º.  These deviations are used in the Fourier Analysis. 
5-19 Fig 1 Deviation Graphs 
Fig 1a Component Deviations 
Fig 1b Total Deviation 
P & cZ
Q & fZ
aX & eY
bY & dX
B = +2°
C = –1°
D = +1°
E = 1° 1°
Real A = – 2

+

+

+

+

+
2 1
0
1
2
2
1
0
1
2
1
0
1
1
0
1
000
3
2
1
0
1
2
3
000
090
090
180
180
270
270
360
360
5.  To  Calculate  the  Coefficients.    Table  2  is  an  extract  of  those  columns  of  the  Compass 
Calibration  Log  used  for  the  calculations.    The  observed  deviations  are  entered  in  column  2,  and 
multiplied by the values shown in columns b, c, d and e of Table 1.  These results are entered in the 
form,  and  the  columns  are  then  totalled  to  obtain,  Σδ,  Σδ  sin  θ,  Σδ  cos  θ,  Σδ sin 2θ  and  Σδ cos 2θ.  
n
Dividing column 2 by n, and columns 7, 10, 13 and 16 by  , gives the calculated coefficients:  
2
A = − 0.49, B = + 1.97, C = – 0.93, D = + 0.94, E = + 1.01. 
Table 2 The Derived Coefficients 
Hdg (θ
Observed Deviation (δ)
δ sin θ
δ cos θ
δ sin 2θ
δ cos 2θ



10 
13 
16 

−0.5 

−0.50 

−0.50 
30 
+1.1 
+  0.55 
+0.96 
+0.96 
+0.55 
60 
+1.0 
+  0.87 
+0.50 
+0.87 
−0.50 
90 
+0.5 
+  0.50 


−0.50 
120 
+0.3 
+  0.26 
−0.15 
−0.26 
−0.15 
150 
+1.0 
+  0.50 
−0.87 
−0.87 
+0.50 
180 
+1.5 

−1.50 

+1.50 
210 
+0.6 
−  0.30 
−0.52 
+0.52 
+0.30 
240 
−1.4 
+  1.22 
+0.70 
−1.22 
+0.70 
270 
−3.5 
+  3.50 


+3.50 
300 
−3.9 
+  3.39 
−1.95 
+3.39 
+1.95 
330 
−2.6 
+  1.30 
−2.26 
+2.26 
−1.30 
Sums 
−5.9 
+11.79 
−5.59 
+5.65 
+6.05 
Divisors 
12 




Coeffs 
−0.49 
+  1.97 
−0.93 
+0.94 
+1.01 
3B 
Revised May 10   
Page 2 of 8 

AP3456 – 5-19 - The Analysis of the Compass Swing 
The Calculated Deviations 
6.  The  second  part  of  the  Fourier  Analysis  is  to  find  the  calculated  deviations.    In  effect,  this  is  the 
reverse of the first process: having made the most accurate assessments of the coefficients they are 
used  to  determine  the  most accurate deviation curve.  In Volume 5, Chapter 15 the composite curve 
was found by visually adding together the coefficient curves as in Fig 1.  The Fourier Analysis uses a 
similar process, but by calculation. 
7.  The Calculated Deviation Curve.  Table 3 is an extract of the columns of the Compass Calibration 
Log  used  for  the  process  of  finding  the  calculated  deviation  curves  and  the  composite  curve.    The 
coefficients are multiplied by their associated trigonometrical functions from Table 1.  When columns 6, 8, 
11, 14 and 17 are complete, each line is summed, and the totals entered in column 3.  These totals are the 
end result of the Fourier Analysis - the calculated deviations which are used to plot the deviation curve and to 
complete the aircraft deviation card. 
Table 3 The Calculated Deviations 
Hdg (θ
Calculated Deviation 

B sin θ
C cos θ
D sin 2θ
E cos 2θ




11 
14 
17 

−0.41 
−0.49 

−0.93 

+1.01 
30 
+1.01 
−0.49 
+0.99 
−0.81 
+0.82 
+0.50 
60 
+1.07 
−0.49 
+1.71 
−0.47 
+0.82 
−0.50 
90 
+0.47 
−0.49 
+1.97 


−1.01 
120 
+0.37 
−0.49 
+1.71 
+0.47 
−0.82 
−0.50 
150 
+0.99 
−0.49 
+0.99 
+0.81 
−0.82 
+0.50 
180 
+1.45 
−0.49 

+0.93 

+1.01 
210 
+0.65 
−0.49 
−0.99 
+0.81 
+0.82 
+0.50 
240 
−1.41 
−0.49 
−1.71 
+0.47 
+0.82 
−0.50 
270 
−3.47 
−0.49 
−1.97 


−1.01 
300 
−3.99 
−0.49 
−1.71 
−0.47 
−0.82 
−0.50 
330 
−2.61 
−0.49 
−0.99 
−0.81 
−0.82 
+0.50 
Sums 
−5.88 
−5.88 




Summary of the Fourier Analysis 
4B
8.  Any  periodic  function  (the  compass  swing  period  is  2π)  can  be  broken  down  into  sinusoids  of 
different  amplitudes  (the  coefficients)  and  phases  (sin,  cos,  etc).    If  sufficient  readings  are  available, 
the  derived  parts  of  the  original  can  be  built  up  again  to  give  the  most  accurate  assessment  of  the 
function.    A  convenient  form  for  the  breaking  down  and  building  up  processes  is  the  Compass 
Calibration Log (Refined Swing). 
THE ACCURACY ANALYSIS 
1B
Introduction 
5B
9.  The  accuracy  analysis  gives  a  statistical  assessment  of  the  reliance  that  can  be  placed  on  the 
results of the swing and enables one swing to be compared with another.  The analysis is based on the 
differences  between  the  observed  and  calculated  deviations,  differences  which  arise  because  the 
aircraft and datum instruments are being used at or beyond their accuracy limits. 
Revised May 10   
Page 3 of 8 

AP3456 – 5-19 - The Analysis of the Compass Swing 
10.  It  will  be  useful  to  summarize  the  following  terms  which  are  used  in  a  Fourier  Analysis.    The 
probable  error  (ε)  is  the  difference  between  the  mean  of  a  series  of  observations  and  any  single 
observation which wil  not be exceeded on 50% of occasions.  Probable error equals 0.674σ, where σ 
Σ(x x) 2

(sigma)  is  the  standard  deviation.    Normal y  the  standard  deviation  is  found  from:  σ  =  ±
n
where X is the particular reading, and  x  is the mean of all the readings.  As the compass calibration 
method does not provide a mean, the calculated deviation is used instead.  The probable error formula 
ΣD2
then becomes:  Single reading ε = ± 0.674
where D is the difference between the corresponding 
n − s
observed and calculated deviations and s is the number of unknowns (i.e. the coefficients).  To find the 
ε
greatest probable error of coefficient A, use is made of the formula:  ε
=
 and for coefficients B, C, 
A
n
2
D and E of the formula:  ε
= ε
, or 1.4ε . 
B to E
A
n
Statistical Analysis of the Swing 
6B
11.  Fig 2 shows a completed form for the swing used in the Fourier Analysis.  Column 4 is D, Column 
5 is D2.  Thus, for the figures used: 
ε =  ±0.05º 
 
εA =  ±0.014º  i.e. A =  –0.49 ±0.014º 
εB to E =  ±0.02º 
i.e. B, C, D and E are within ±0.02º ε of their stated figures. 
12.  The  Meaning  of  the  Probable  Errors.    The  figure  for  ε  of  ±  0.05º  means  that  any  single 
observed  deviation  has  an  evens  chance  of  being  within  .05º  of  the  calculated  deviation,  and  one 
would  therefore  expect  half  of  the  differences  to  be  within  ±  0.05º.    Column  4  confirms  this.    The 
coefficient’s probable errors provide a means of comparing one compass swing with another form of 
correlation test. 
Further Applications of Statistics 
7B
13.  Fig 3 also shows a completed form.  No observed deviation differs from the next by more than 1º - at 
first  sight  a  good  swing.    But  examination  of  the  ε  values  shows  that  the  swing  gives  coefficients  and 
calculated deviations that are meaningless: the coefficients all stand an evens chance of equalling zero.  Fig 
4 shows another set of observed deviations where consecutive readings change by as much as 1.5º - at first 
sight  a  bad swing.  But, examination shows that the rapid changes are due to large coefficients D and E.  
The  probable  accuracy  of  the  single  reading  is  better  than  the  accepted  maximum  of  ε  =  ±  0.20,  and 
coefficients which can be corrected are less than the accepted maximum of 0.5º. 
14.  The  Effect  of  Carriage  of  Stores.    To  show  how  statistics  can  be  used  to  compare  one  swing 
with  another  the  effect  of  a  load  of  bombs  will  be  considered.    A  further  statistical  limit  must  be 
explained  -  a  result  is  only  considered  as  being  significant  when  it  is  at  the  95%  probability  level, 
2σ or 3ε.  The following two sets of figures may be compared: 
Revised May 10   
Page 4 of 8 

AP3456 – 5-19 - The Analysis of the Compass Swing 
Table 4 The Effect of Carriage of Stores 
Coefficients 
With Bombs  Without Bombs
Difference 

−0.06 
−0.11 
+0.05 

+0.29 
−0.14 
+0.43 

+0.16 
−0.24 
+0.40 

−0.81 
−0.45 
−0.36 

+0.67 
+0.24 
+0.43 
Probable Errors 
ε  =
± 0.28 
± 0.25 
εB to E 
=
± 0.114 
± 0.102 
At first sight there are large differences in the values of the coefficients B to E.  But, first the probable 
error  (since  all  the  figures  are  at  the  50%  level)  of  the  differences  must  be  found.    This  is  done  by 
finding the square root of the sum of the squares of the probable errors of the coefficients: 
2
2
ε = ε + ε
D
1
2
To use the figures shown: 
2
2
ε = ± 0.114 + 0.102
D
       = ±0.153º 
This  figure  becomes  significant  at  the  3ε  level  i.e.  0.459º.    Therefore,  it  can  be  said  that  the 
bombs have no effect on the aircraft’s magnetism because no difference exceeds 0.459º, and there is 
a better than 19 to 1 chance of being right. 
Revised May 10   
Page 5 of 8 



AP3456 – 5-19 - The Analysis of the Compass Swing 
5-19 Fig 2 Compass Calibration Log – Example 1 
1
le
p
m
a
x
E
-
g
o
L
n
ratio
lib
a
C
ss
a
p
m
o
C
2
ig
F
-4
-2
2
Revised May 10   
Page 6 of 8 


AP3456 – 5-19 - The Analysis of the Compass Swing 
5-19 Fig 3 Compass Calibration Log – Example 2 
2
le
p
m
a
x
E
-
g
o
L
n
ratio
lib
a
C
ss
a
p
m
o
C
3
ig
F
-4
-2
2
Revised May 10   
Page 7 of 8 


AP3456 – 5-19 - The Analysis of the Compass Swing 
5-19 Fig 4 Compass Calibration Log – Example 3 
3
le
p
am
x
E
-
g
o
L
n
tio
ra
alib
C
ass
p
m
o
C
4
ig
F
-4
-2
2
Revised May 10   
Page 8 of 8 

AP3456 – 5-20 - Turn and Slip Indicator 
CHAPTER 20 - TURN AND SLIP INDICATOR 
Introduction 
1. 
The  turn  and  slip  indicator  comprises  two  instruments  in  the  same  case.    The  turn  indicator  is 
used  to  indicate  the  rate  at  which  the  aircraft  changes  heading;  a  rate  one  turn  (of  3  degrees  per 
second)  is  the  standard  turn  during  procedural  instrument  flying.    The  instrument  is  also  invaluable 
while spinning; in a spin, it always indicates the direction of yaw.  The slip indicator shows whether or 
not corrective rudder is required to achieve balanced flight. 
THE TURN INDICATOR 
Construction 
2. 
The construction of a basic turn indicator is illustrated in Fig 1, where the X (roll), Y (pitch), and Z (yaw) 
gyro axes are shown.  The instrument consists of a rate gyro mounted with its spin axis arthwartships, and 
with only one gimbal, such that it has freedom in roll only.  This freedom is, however, limited by a restraining 
spring connecting the gimbal to the outer casing.  Movement of the gimbal is transmitted to a pointer on the 
instrument  face  via  a  reverse  gearing.    This  gearing  is  so  arranged that gimbal tilt to the right causes the 
pointer  to  move  to  the  left  and  vice  versa.    The  gimbal  is  damped,  and  gimbal  stops  prevent  instrument 
damage at high turn rates.  The scale is non-linear, the calibrations representing standard rate turns (Rate 1, 
180º per min; Rate 2, 360º per min; Rate 3, 540º per min).  As gyro speed is critical to accuracy, any change 
is sensed by centrifugal switches which control the DC motor. 
3-16 Fig 1 Turn Indicator - Simplified Construction 
Spring
Z
Pointer
Direction of
Forward Flight
X
Y
Gimbal
Y
X
Rotor
Z
Principle of Operation 
3. 
Consider, in respect of Fig 1, a banked turn to the left.  When the instrument casing rotates around 
the X-axis, the gyro’s rigidity causes it to remain spatially fixed, extending the spring which exerts an anti-
clockwise  torque.    This  torque  in  turn  produces  a  secondary  (or  indirect)  precessionary  force  about  the 
Z-axis  in  the  direction  in  which  the  aircraft  is  starting  to  turn.   In fact, the gyroscope has no freedom to 
move independently about its Z-axis, but a state of equilibrium will be reached when the rate of turn of the 
aircraft  equals  the  rate  of  secondary  precession  induced  in  the  gyroscope.    If  the  aircraft  rate  of  turn 
becomes faster than the secondary precession rate of the gyroscope, primary (or direct) bearing-induced 
precession will tilt the gyro further to the right with respect to the casing, so increasing the spring tension 
and  causing increased secondary precession until a balance is once again restored.  Conversely, if the 
Revised May 10   
Page 1 of 3 

AP3456 – 5-20 - Turn and Slip Indicator 
aircraft rate of turn decreases, primary bearing-induced precession will tilt the gyro to the left with respect 
to the casing, reducing spring tension and reducing the rate of secondary precession until it matches the 
aircraft turn rate.  At equilibrium the tilt angle of the gyroscope within its casing is related to the aircraft rate 
of turn and the dial can be calibrated accordingly. 
Errors 
4. 
Pitching Error.  The turn indicator measures the rate of turn about the yaw axis.  Movement about the 
pitch axis (which usually coincides with the gyro spin axis) would not normally produce any gyro precession.  
However, if the aircraft is simultaneously yawed and pitched nose-up, gyro axis cross-coupling (see Volume 
1, Chapter 8) can cause a torque to be applied such that the indicated rate of turn will exceed the true rate of 
turn.  The error is dependent on the rate of yaw and the rate of pitch, and in some circumstances can cause 
full-scale deflection of the indicator.  The error is unlikely to be corrected until the rate of pitch is significantly 
reduced, consequently it may continue to indicate a turn in one direction while the aircraft turns in the other.  
Conversely, with nose-down pitch, the instrument will under-read, and in extreme cases may indicate zero 
regardless of actual turn rate. 
5. 
Gyro Speed Errors.  The angle of tilt (θ) of a rate gyro is given by: 
θ = Rate of turn × Iω 
where I 
=
Moment of inertia of the gyro 
   and ω = Angular velocity of the gyro 
Thus, if the angular velocity (rotor speed) of the gyro is altered, a different angle of tilt is generated by 
the same rate of turn.  An over-speeding gyro is uncommon because of the speed governing system, 
but electrical faults or excessive bearing friction may produce under-speeding.  This will be manifested 
as under-reading and an oversensitive, badly damped, needle. 
THE SLIP INDICATOR 
Operation 
6. 
The  slip  indicator  consists  of  a  ball  mounted  in  a  curved,  clear  tube  filled  with  a  damping  liquid.  
When the aircraft is in straight, balanced flight the only force acting on the ball is gravity, and the ball 
will be in the centre of the tube (Fig 2a). 
7. 
If the aircraft is in straight but unbalanced flight, the pilot will be countering the rudder-induced yaw 
with opposite bank.  The tube is tilted with respect to the outside world and gravity takes the ball to the 
lowest position of the tube (Fig 2b). 
Revised May 10   
Page 2 of 3 



AP3456 – 5-20 - Turn and Slip Indicator 
3-16 Fig 2 Operation of Slip Indicator 
Fig 2a Straight & Balanced Flight 
Fig 2b Side-slip 
Fig 2c Balanced Turn 
g
g
g
Resultant
Inertia
8. 
In a properly balanced turn, inertia acts on the ball in addition to gravity, and the resultant of these 
two forces causes the ball to remain in the centre of the tube (Fig 2c).  If the aircraft is slipping inwards 
(ie the relative airflow is coming from the inside of the turn), the ball will be displaced towards the low 
wing.  Conversely, if the aircraft is skidding outwards (with the relative airflow coming from the outside 
of  the  turn),  the  ball  will  be  displaced  towards  the  high  wing.    In  all  cases,  the  corrective  action  is  to 
move  the feet to 'kick' the ball back to the centre (i.e. if the ball is to the right of the tube, more right 
rudder is needed). 
Summary of Turn and Slip Indications 
9. 
Fig  3  summarizes  various  situations  that  the  turn  and  slip  indicator  can  show,  together  with  the 
correct sense of rudder movement required. 
3-16 Fig 3 Indications of Turn and Slip in Flight 
Revised May 10   
Page 3 of 3 

AP3456 -5-21 - Attitude Indicators 
CHAPTER 21 - ATTITUDE INDICATORS 
Introduction 
1. 
In order for an aircraft to be flown accurately and safely, without reference to the natural horizon, some 
form  of  attitude  reference  is  required.    This  reference  may  be  provided  either  by  a  direct  reading  attitude 
indicator (or artificial horizon), or by displays driven by outputs from other aircraft equipment such as inertial 
systems.  This chapter deals with the self-contained, gyro based, direct reading instruments. 
2.   The principle component of an attitude indicator is an air or electrically driven displacement gyro with its 
spin axis maintained vertical to the Earth by gravity sensing devices.  Latest attitude indicators include the 
elements of the Turn and Slip indicator (see Volume 5, Chapter 20) within the instrument case. 
3. 
Indication of pitch and bank attitude may be presented in one of two ways.  In older instruments 
(the artificial horizon), the aircraft is represented by a fixed symbol and the horizon by a bar stabilized 
parallel  to  the  Earth’s  surface.    In  more  modern  displays  (the  attitude  indicator),  the  horizon  bar  is 
replaced by a moving 'ball' marked with a horizon line and with graduated pitch angle markings.  The 
areas  of  the  ball  above  and  below  the  horizon  are  typically  coloured  blue  and brown respectively.  In 
both  cases,  supplementary  indication  of  bank  angle  is  presented  by  the  position  of  a  gyro  stabilized 
pointer  against  a  fixed  bank  angle  scale  at  the  bottom  of  the  display  (see  the  Roll  Pointer  and  Roll 
Scale  in  Fig  2a).    Some  attitude  indicators  have  the  Roll  Pointer  and  Roll  Scale  at  the  top  of  the 
instrument  (see  Fig  2b).    This  arrangement  is  known  as  ‘Skypointer’,  since  the  Roll  Pointer  points 
towards the sky, and thus gives the direction of roll required to regain wings level flight.  Fig 1 shows an 
artificial  horizon  in  various  attitudes;  Figs  2a  and  2b  illustrate  attitude  indicators  (note  the  integrated 
Turn and Slip indication). 
5-21 Fig 1 Artificial Horizon Indicators 
Level
Nose Up
Nose Down
3 0° Left Bank
30° Right Bank
Revised Jun 11   
Page 1 of 5 

AP3456 -5-21 - Attitude Indicators 
5-21 Fig 2 Attitude Indicators 
Fig 2a Attitude Indicator 
(Roll information at the bottom of the instrument) 
Pitch Demand 
Aircraft
Pointer
Symbol
Azimuth
Power
Demand
Failure
Pointer
Flag
Flight
Director
Failure
Roll Pointer
Flag
FD
Roll Scale
Fast
Erection
Knob
Rate of
Turn
Indicator
Turn Failure Flag
Slip Indicator
Revised Jun 11   
Page 2 of 5 

AP3456 -5-21 - Attitude Indicators 
Fig 2b Attitude Indicator 
(Roll information (Skypointer) at the top of the instrument) 
Pitch Demand 
Aircraft
Pointer
Symbol
Roll Scale
Rate of
Turn
Roll Pointer
Indicator
(Skypointer)
Azimuth
Power
Demand
Failure
Pointer
Flag
Flight
Director
Failure
Flag
FD
Fast
Erection
Knob
Turn Failure Flag
Slip Indicator
Principle of Operation 
4. 
The  principle  of  operation  of  both  instruments  is  similar.    Fig  3  shows  the  arrangement  of  the 
artificial  horizon  gyro  and  its  gimbals.    The  inner  gimbal  forms  the  rotor  casing  and  is  pivoted  to  the 
outer gimbal ring parallel to the aircraft’s pitch axis (YY1).  The outer gimbal is pivoted to the front and 
rear of the instrument case parallel to the aircraft’s roll axis (XX1).  This arrangement ensures that with 
the gyro spin axis maintained vertical to the Earth, all three axes of the gyro are mutually at right angles 
when  the  aircraft  is  in  straight  and  level  flight  and  are  coincident  with  the  three  aircraft  axes.    The 
aircraft symbol is fixed to the front glass of the instrument. 
5-21 Fig 3 Artificial Horizon Principle 
Z
Outer
Rotor
Gimbal
FWD
X
Y
1
Inner
Gimbal
X
Y1
Horizontal Bar
1
Z
Revised Jun 11   
Page 3 of 5 

AP3456 -5-21 - Attitude Indicators 
5. 
Any change in pitch attitude will result in the instrument case and the outer gimbal rotating around the 
YY1 axis of the gyro.  A pin attached to the gyro housing moves in a slot in the horizon bar, producing the 
correct  sense  of  horizon  bar  movement,  relative  to  the  aircraft  symbol.    The  major  drawback  to  this 
arrangement is that it results in a non-linear scaling in pitch, with reduced sensitivity at high pitch angles.  Any 
change  in  bank  attitude  will  result  in  the  instrument  case  rotating  around  the  XX1  axis,  taking  the  aircraft 
symbol with it.  In some instruments, the movements are also sensed electrically so that attitude information 
can be transmitted to other aircraft equipment. 
6. 
Fig  4  shows  the  general  construction  of  the  attitude  indicator.    Bank  is  indicated  in  exactly  the 
same  manner  as  described  for  the  artificial  horizon,  but  the  pitch  mechanism  is  greatly  improved  - 
movement of the gyro unit relative to the outer gimbal producing correct sense movement of the ball by 
a  direct  drive  consisting  of  either  a  wire  loop  (as  shown),  or  gearwheels.    Attitude  indicators  are 
therefore equally sensitive at both low and extreme pitch angles. 
5-21 Fig 4 Attitude Indicator Principle 
Z
X1
Gyro Unit
Y
Outer Gimbal
Y1
X
Z1
Moving Ball
Control of the Gyro Spin Axis 
7. 
To  provide  accurate  indications  the  gyro  spin  axis  must  be  maintained  vertical  to  the  Earth  and 
therefore  correcting  torques  must  be  applied  to  compensate  for  Earth  rotation,  transport  error,  and 
internally generated torques due to any gimbal imbalance or bearing friction. 
8. 
The  gyro  spin  axis  is  kept vertical by a pendulous system which responds to Earth’s gravity and 
thus  initiates  the  necessary  correcting  torques  (which  can  be  compensated  for  axis  cross-coupling 
during turns) either mechanically or by controlling the operation of air jets or electric torque motors. 
9. 
Turning and Acceleration Errors.  A pendulous system responds not only to Earth’s gravity but 
also  to  any  acceleration  force  that  the  aircraft  experiences.    This  force  will  displace  the  pendulous 
system and the torque generated by the erecting system will cause a misalignment of the spin axis to 
produce  a  verticality  error.    To  prevent  the  generation  of  significant  gyro  verticality  error  with  high 
acceleration,  a  cut-off  device  can  be  incorporated  to  inhibit  the  erecting  system  above  a  pre-
determined  level  of  horizontal  acceleration.    However,  if  accelerated  flight  below  the  cut-off  limit  is 
maintained, considerable verticality error can be built up, which may affect indications in both pitch and 
roll, influenced by factors such as axis cross-coupling and gyro precession.  Acceleration errors cannot 
be  fully  eliminated,  but  they  can  be  reduced  by  the  use  of  compensating  design  and  construction 
features. 
Revised Jun 11   
Page 4 of 5 

AP3456 -5-21 - Attitude Indicators 
10.  Fast Erection.  After extended periods of manoeuvring, the gyro may have very large verticality error 
or  it  may  be  toppled.   To restore the gyro to its normal operating position as quickly as possible, a fast 
erection mechanism is fitted which applies high-rate precessing torques to erect the gyro with respect to 
the instrument casing.  The aircraft must therefore be in unbanked, level, flight when this facility is used.  It 
may also be selected following start-up when errors in attitude indications are apparent. 
Controlled Precession 
11.  It  is  necessary  that  the  attitude  indication  should  be  consistent  and  coherent  over  the  full  flight 
envelope  of  an  unrestricted  manoeuvrability  aircraft,  irrespective  of  how  any  particular  attitude  is 
achieved.  For example, in inverted flight, zero pitch attitude may result from a 180º roll or from a 180º 
pitch manoeuvre, starting from wings level flight.  
12.  In both cases, the outer gimbal is required to rotate 180º relative to the airframe.  During a 180º roll 
manoeuvre,  the  rotation  of  the  airframe  and  instrument  case  around  the  gyro-stabilized  outer  gimbal 
provides the necessary inverted flight indication.  To retain the correct attitude display during a 180º pitch 
manoeuvre however, a rapid 180º rotation of the outer gimbal has to occur just before passing the vertical 
(otherwise the outer gimbal axis would become coincident with the gyro spin axis, the condition of gimbal 
lock, leading to topple).  The means of achieving this is known as 'Controlled Precession'. 
13.  Inner  gimbal  resilient  stops  are  incorporated  in  the  instrument  to  cause  the  pitch  rotation  of  the 
airframe  to  apply  a  torque  to  the  gyro,  about  the  inner  gimbal  YY1  axis,  at  about  85º  of  pitch.    This 
causes  the  gyro  to  precess,  forcing  the  outer  gimbal  to  rotate.    After  180º  of  rotation,  the  continuing 
pitch rate of the aircraft results in the inner gimbal moving away from the stop.  However, if the aircraft 
is held in the vertical, during a stall turn or climbing roll for example, the instrument may topple. 
Geometric Error 
14.  Many  aircraft  have  instrument  panels  inclined  from  the  vertical  in  normal  cruise  flight.    Zero 
pitch  attitude  indication  is  restored  by  adjusting  the  linkage  to  the  indicator  to  correct  for  the  tilt.  
However, the inner gimbal stops are intercepted early in dive and late in climb relative to the attitude 
of the airframe.  This geometric offset produces errors, known as geometric errors, in the displayed 
attitude which vary as a function of the true pitch and bank angles.  If the aircraft is looped or rolled 
inverted, the pitch error is twice the panel tilt angle.  At intermediate bank angles the geometric error 
in pitch increases from zero at 0º bank angle, to tilt angle at ±90º bank angle, and twice tilt angle at 
180º bank angle.  The geometric error in roll cannot be expressed so simply but in any case is <5º at 
pitch  angles  less  than  ±30º.    In  manoeuvres  involving  large  pitch  or  bank  angles  geometric  errors 
can combine with limitations in the controlled precession system to produce a significant error in the 
displayed attitude. 
Revised Jun 11   
Page 5 of 5 

AP3456 – 5-22 - Accelerometers 
CHAPTER 22 - ACCELEROMETERS 
Introduction 
1.
An  indicating  accelerometer  is  an  instrument  used  in  aircraft  to  provide  a  visual  indication  of 
acceleration components in the direction of the aircraft Z-axis (Fig 1).  In addition, auxiliary pointers are 
provided which preserve a reading of the maximum and minimum accelerations sustained during any 
period; these can be reset as required. 
5-22  Fig 1 Aircraft Axes 
Acceleration
+ Z
X
Centre of
Gravity
Y
Y
X
Z Acceleration
2. 
The  purpose  of  the  instrument  is  to  indicate  loadings  due  to  manoeuvre  and  turbulence,  so  that 
excessive loadings may be avoided. 
3. 
Although  the  accelerometer  gives  a  reasonably  accurate  indication  of  the  accelerations 
encountered  in  flight,  indications  of  the  instrument  with  respect  to  accelerations  of  extremely  short 
duration,  such  as  landing  shocks,  should  be  treated  with  caution  since  the  accuracy  under  these 
conditions is dependent on the damping characteristics and no generalization is possible. 
4. 
The instrument should be mounted on a rigid part of the aircraft structure in the cockpit.  Accurate 
results cannot be obtained from accelerometers mounted on anti-vibration mountings which would tend 
to reduce the effect of accelerations on the instrument. 
Principle of Operation 
5. 
An  accelerometer  depends  upon  the  displacement  of  a  mass  under  the  influence  of  an 
acceleration.    Fig  2  illustrates  the  principle  of  operation,  although  other  mechanisms  may  be  used.  
The  mass-weight,  suspended  between  2  springs,  is  free  to  move  along  the  aircraft  Z-axis  and  is 
coupled to a main shaft so that when vertical acceleration forces along the Z-axis are imposed on the 
mass,  the  main  shaft  is  caused  to  rotate.    The  linear  movement  is  thus  converted  to  the  rotary 
movement  of  a  set  of  three  pointers,  one  to  indicate  instantaneous  acceleration  and the other two to 
remain at the maximum indications, plus or minus, until reset manually. 
Revised May 10   
Page 1 of 2 

AP3456 – 5-22 - Accelerometers 
5-22  Fig 2 Accelerometer Mechanism 
Cranked Lever
Negative
Positive
Pointer
Pointer
Main
Shaft
Main Pulley
Pointer
Mass
Weight
Braided Cord
6. 
A cranked lever is attached to the shaft, and the horizontal arm of this lever is interposed between 
positive and negative pointers so that they will be moved when the shaft rotates, and will remain in their 
new positions on the return of the shaft to the neutral position.  The recording pointers may be reset to 
the neutral position when desired.  A device is fitted to damp out vibrations and prevent violent pointer 
fluctuations under short period accelerations. 
7. 
Fig 3 shows a typical cockpit display. 
5-22  Fig 3 Accelerometer Display 
4
6
ACCELERATION
g  UNIT
8
0
10
-2 -4
PUSH
TO
SET
8. 
The cockpit accelerometer should not be confused with the aircraft fatigue meter.  This instrument 
will  normally  be  installed  outside  the  cockpit  (often  in  the  undercarriage  bay)  to  monitor  cumulative 
acceleration forces on the airframe.  Details of the fatigue meter may be found in Volume 5, Chapter 
27, Para 15 and in Volume 1, Chapter 19, Para 12. 
Revised May 10   
Page 2 of 2 

AP3456 – 5-23 - Stall Warning and Angle of Attack Indication 
CHAPTER 23 - STALL WARNING AND ANGLE OF ATTACK INDICATION 
Introduction 
1. 
For any given configuration, an aircraft will stall or depart from controlled flight once a specific angle 
of attack (AOA) is exceeded.  In straight and level flight this angle of attack will be reached at a particular 
airspeed  for  a  given  aircraft  weight,  but  since  there  will  be  variations  in  aircraft  weight  both  during  and 
between flights, there is no simple correlation between airspeed and angle of attack.  During manoeuvre, 
the situation becomes considerably more complex, and the critical angle of attack can be induced by the 
pilot at almost any airspeed.  The airspeed indicator is therefore of limited use in warning the crew of the 
approach to this potentially dangerous situation, and some other means must be devised. 
2. 
The pilot of an aerodynamically unsophisticated aircraft will usually be given warning by the onset 
of airframe buffet which can be felt through the control column.  However, in modern, more complex, 
aircraft  this  is  less  likely  to  be  the  case,  and  moreover  the  situation  is  more  difficult  to  recover  if  the 
limit should be exceeded.  It is therefore necessary to have a system which will warn the crew of the 
onset of departure, either by artificially inducing buffet on the controls, or by giving some audio or visual 
indication, or both, once a designated AOA is exceeded. 
3. 
Whereas a simple stall-warning device can give adequate warning to the crew, it cannot indicate 
the  margin  of  safety  that  exists  at  any  time.    Furthermore,  in  high  performance  aircraft  it  is  usually 
desirable to fly at the optimum angle of attack for any stage of flight.  Such aircraft are often therefore 
fitted  with  an  AOA  indexer  to  indicate  when  the  aircraft  is  flying  at  the  optimum  approach  AOA 
regardless  of  aircraft  weight,  and  this  may  be  replaced  by  or  supplemented  with  an  AOA  gauge  to 
enable the aircraft to be flown efficiently during other stages of flight. 
Simple Stall Warner 
4. 
A  typical  simple  stall  warning  device  comprises  a  forward-facing  vane,  edge  on  to  the  airflow, 
mounted  on  the  leading  edge  of  the  wing.    The  vane  is  spring  loaded  to  the  central  position  and  in 
flight, the vane is held in place by air pressure when the AOA is safe but is pushed upwards when it is 
not.    This  upward  movement  operates  a  microswitch  which  triggers  an  audio  or  visual  stall  warning 
device in the cockpit or can be used to initiate a stick shaker or pusher. 
Airstream Direction Detector (ADD) 
5. 
Where a more sophisticated system is needed, some form of airstream direction detector (ADD) 
is employed which measures the direction of the localized airflow striking it, and relays this information 
to an indexer, gauge, warning device, or any combination of these.  A simple example may consist of a 
trailing aerofoil, mounted on the outside of the aircraft, which aligns itself with the direction of the local 
airflow. 
6. 
A paddle type of ADD is illustrated in Fig 1.  A cylindrical casing carries a central shaft which is free to 
rotate through a restricted angular range (typically 50º).  The shaft protrudes through one end of the casing 
and through the aircraft skin to form a probe into the local airflow.  Two rows of forward facing slots are cut 
near the outer end of the probe, and each row is connected by internal ducts to two paddle chambers located 
within  the  casing.    Operating  in  these  chambers  are  paddles  which  are  attached  to  the  central  shaft.  
Pressure from one of the ducts acts on both paddles to induce clockwise rotation of the shaft while pressure 
from  the  other  duct  similarly  induces  anti-clockwise  rotation.    Thus,  if  the  pressures  in  the  two  ducts  are 
revised May 10   
Page 1 of 3 

AP3456 – 5-23 - Stall Warning and Angle of Attack Indication 
equal, the probe will not rotate.  This equal pressure state can only occur if the two rows of slots are equally 
disposed about the direction of the local airstream.  In conditions of misalignment the pressure in one duct 
will be greater than in the other, and the paddles will be caused to rotate until the probe is once again aligned 
with the airstream, whence the pressures will be equalized, and the probe will stop rotating.  Thus, providing 
that there is sufficient airflow to operate the system (typically above 50 kt), the probe will follow any changes 
in the direction of the local airflow. 
5-23 Fig 1 Paddle Type of Airstream Direction Detector (ADD) 
Airflow from
Airflow from
slots lettered
slots lettered
A
B
Airstream
Direction
A
B
Central
Probe
Shaft
Aircraft Skin
Paddle
Airflow from slo ts
to padd le chambers
7. 
The position of the central shaft relative to the casing, and therefore to the aircraft, is transmitted to 
potentiometer assemblies by means of wiper arms, and the output voltage, which is related to AOA, may 
be used to operate the particular aircraft indicators or warning devices.  In some installations two ADDs 
are  provided  to  add  a  measure  of  redundancy,  and  so  that  the  output  voltage  from  the  two  can  be 
compared, and the higher taken, to provide an additional margin of safety. 
8. 
An  ADD can only measure the direction of the local airflow, and not the AOA explicitly, although 
changes in this measured direction reflect changes in AOA.  Accordingly, an AOA gauge is marked in 
arbitrary units (0 to 25 in the example in Fig 2) rather than in angles (of attack).  Extremely high AOA is 
an indicator of impending stall.  The AOA gauge illustrated also has a power failure flag. 
9. 
Some  ADD-fitted  aircraft  also  have  an  AOA  indexer  (Fig  2),  which  presents  a  quick  reference 
display  of  AOA  information,  primarily  for  approach  to  landing.    In  this  example,  a  green  circle  will 
illuminate  if  the  correct  AOA  is  being  flown.    If  too  slow  (AOA  too  high),  the  upper  chevron  will 
illuminate (red).  If too fast (AOA too low), the lower chevron will illuminate (yellow).  In some aircraft, 
the indexer may be inhibited when the undercarriage is raised. 
revised May 10   
Page 2 of 3 

AP3456 – 5-23 - Stall Warning and Angle of Attack Indication 
5-23 Fig 2 Angle of Attack Indicator and Indexer 
AOA Gauge
AOA Indexer
20
O
F
F –10
10
0
revised May 10   
Page 3 of 3 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
CHAPTER 24 - REMOTE INDICATION AND CONTROL 
Introduction 
1. 
Instances frequently occur in aircraft instrument systems when the angular motion of a shaft has 
to  be  accurately  reproduced  at  some  other  location.    Direct  mechanical  linkage  is  often  not  suitable 
because  of  the  distance  involved  or  the  resulting  poor  accuracy.    In  these  cases,  a  remote  electrical 
indication system is often employed. 
2. 
These remote indication systems translate movement of a shaft into electrical signals by means of 
a transmitter unit or transducer, which is electrically connected to a receiver unit located in the desired 
position.  The movement of the first shaft is duplicated by the receiver which positions a second shaft, 
thus giving the remote indication of the first shaft’s movement.  By convention, the first shaft is known 
as the input shaft and the second, the output shaft. 
3. 
Simple systems may be employed consisting of a transmitter and receiver, electrically connected.  
Only small torques are developed such as is required to move a light pointer over a graduated scale.  
This  is  adequate  for  the  remote  indication  of,  for  example,  DF  bearings  or  the  position  of  a  radar 
scanner (see Fig 1). 
5-24  Fig 1 Simple Electrical Remote Indication 
Remote
DF Loop
Indicator
Aerial
Input
Shaft
Output
Bearing
Shaft
Indicator
Transmission Lines
Transmitter
Receiver
4. 
There are, however, many occasions when the accurate remote control of the position of a heavy 
load  is  required  (eg  remote  rotation  of  a  radar  scanner).    To  provide  the  necessary  torque 
servomechanisms (i.e. amplifiers and servomotors) are normally employed. 
5. 
A number of different devices are used to give remote indication of angular position or to control 
the  movement  of  heavy  loads  from  a  distance.    Both  DC  and  AC  systems  are  used  and  these  are 
discussed below. 
DC SYSTEMS 
Desynn Transmission System 
6. 
The  Desynn  Transmission  System  is  a  simple  transmission  system  with  low  torque  characteristics 
which is used for the remote indication of angular position.  It is often used where a simple pointer and 
scale is adequate, eg remote indication of flap, rudder and elevator positions, or to repeat the reading of 
an instrument at a remote point.  The accuracy of the system is approximately ±2º. 
Revised May 10   
Page 1 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
7. 
The  Transmitter.    The  transmitter  (see  Fig  2)  consists  of  a  continuous  resistance  ring  (toroidal 
potentiometer) having three fixed tappings A, B and C spaced 120º apart which are connected to the 
receiver.  The input shaft carries two spring loaded sliding contacts or wipers diametrically opposed in 
contact with the potentiometer.  The wipers are fed via slip rings and brushes with DC. 
5-24  Fig 2 Desynn Transmission System 
Transmitter
Receiver
DC
A
A
+
120° Spacing
120° Spacing
Wipers
+
N
Transmission
Rotor
Lines
S
C
B
B
C
Output
Shaft
Input
Shaft
8. 
The  Receiver.    The  receiver  (see Fig  2)  consists  of  three  high  resistance  coils  whose  axes  are 
spaced 120º apart, with a permanent magnet rotor pivoted at their centre carrying a pointer.  The three 
coils are connected to the tapping points A, B, and C in the transmitter. 
9. 
Desynn  Operation.    When  DC  is  applied  to  the  transmitter  wipers,  the  voltages  at  the  tapping 
points A, B and C produce a current flow in the three stators of the receiver and a resultant magnetic 
field is produced.  The rotor magnet aligns itself with this magnetic field.  The magnitude and polarity of 
each tapping point voltage varies according to the position of the wipers and thus, if the input shaft is 
rotated, the change of voltages at A, B and C produces a variation in the current flowing in the stator 
coils  and  rotation of the resultant magnetic field in sympathy with the rotation of the input shaft.  The 
rotor  magnet  remains  aligned  with  this  field  at  all  times  and  so  rotates  in  synchronism  with  the  input 
shaft.  This operation is shown in Fig 3a and b: 
a. 
In  Fig  3a,  the  voltage  distribution  around  the  potentiometer  is  such  that  point  A  is  at  +24  V 
while B and C are both at +8 V.  Thus, as the voltage at A differs from that at B and C by the same 
amount,  current  flows  from  A  through  coil  A in the receiver then divides equally at the star point 
with  half  the  total  current  flowing  through  coil  B  and  half  through  coil  C  back  to  the  transmitter.  
The  resultant  magnetic  field  in  the  receiver,  with  which  the  rotor  magnet  aligns  itself,  is 
compounded from the vectors representing the individual fields. 
Revised May 10   
Page 2 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
5-24  Fig 3 Operation of Desynn Transmission System 
Fig 3a
Transmitter
Receiver
24V
Current
DC
+
+24V
A
A
+
FC
FB
S
Output
N
Shaft
C
B
+8V
+8V
Input
B
C
Shaft
FA
Resultant
Field
b. 
If  the  input  shaft  is  rotated  through  120º  in  a  clockwise  direction  as  shown  in  Fig  3b,  the 
voltage distribution around the potentiometer is such that current flows from B through coil B in the 
receiver  then  divides  equally  to  flow  through  coils  A  and  C  back  to  the  transmitter.   The vectors 
show  that  the  resultant  magnetic  field  also  rotates  through  120º  clockwise  and  the  rotor  shaft 
aligns itself along this new axis. 
Fig 3 b
Resultant
Field
FB
24V
DC
FA
+
+8V
A
A
120°
FC
N
Clockwise
120°
120°
S
C
B
+8V
+
+24V
120°
B
C
Clockwise
Current
Thus, if the wipers in the transmitter are placed in any position by the input shaft, the resultant field at 
the receiver and hence the rotor magnet take up corresponding positions.  If a pointer, moving over a 
calibrated  scale,  is  attached  to  the  rotor,  remote  indication  of  the  position  of  the  input  shaft  is 
immediately available. 
M-Type Transmission System 
10.  The amount of torque produced by the Desynn system is limited by the amount of current which 
can be taken by the low resistance toroidal potentiometer before overheating occurs.  Where moderate 
torque is required to rotate fairly substantial indicators or comparable devices, a step-by-step or M-type 
transmission system can be used.  In the M-type system the transmitter is modified considerably from 
that used in the Desynn system but the receiver operates on the same principle. 
Revised May 10   
Page 3 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
11.  The  essential  features  of  a  simple  M-type  transmission  system  are  shown  in  Fig  4.    The  transmitter  is 
basical y a drum type switch, the drum consisting of two segments each spanning an arc of 150º separated by 
two sections of insulating material each extending over 30º.  The two metal segments are connected to opposite 
poles of a suitable DC supply and three pick-off brushes are disposed around the drum at intervals of 120º (see 
Fig 5). 
5-24  Fig 4 M-Type Transmission System 
Transmitter
Receiver
1
Insulating
150°
1
Segment
Rotor
Transmission
Lines
DC
30°
3
2
+
3
2
Pick-off
Metal
Brush
Segment
5-24  Fig 5 M-Type Drum Transmitter 
3 Output Brushes
120°  Apart
Insulating
Segment
Supply
Supply
Brush
Brush
12.  The  receiver  unit  is  similar  to  that  in  the  Desynn  system,  although  the  rotor  may  be  either  a 
permanent  magnet  or  a  laminated  soft-iron  core.    The  outer  end  of  each  coil  in  the  receiver  is 
connected  to  one  of  the  three  pick-off  brushes  in  the  transmitter.    More  than  one  receiver  may  be 
operated from a single transmitter. 
13.  System Operation.  Operation of the M-type transmission system is shown in Fig 6. 
Revised May 10   
Page 4 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
a. 
In position 1 of the input shaft, brush 1 is connected to the negative supply and brushes 2 and 3 to 
the  positive.    These polarities are applied to the three coils in the receiver so that the current divides 
through  coils  2  and  3  with  all  the  current  flowing  through  coil  1.    Magnetic  fields  Fl,  F2,  and  F3  are 
produced and vector resolution produces the resultant field as shown. 
b. 
Rotation  of  the  input  shaft  through  30º  clockwise  (position  2  in  Fig  6)  produces  a  condition 
where  brush  1  is  negative,  brush  2  is  disconnected  by  the  insulated  segment  and  brush  3  is 
positive.  At the receiver, equal currents flow through coils 1 and 3, while coil 2 carries no current.  
Resolution  of  fields  Fl,  F2,  and  F3  now  produces  a  resultant  field  which  is  seen  to  have  rotated 
through 30º clockwise in sympathy with the input shaft. 
c. 
The  condition  after  a  further  30º  rotation  of  the  input  shaft  is  shown  at  position  3.    The 
resultant field, again following the input shaft, is now rotated 60º from the initial position. 
The receiver rotor aligns itself with the axis of the resultant field and hence the angular movement of 
the input shaft, but only in discreet steps of 30º.  There is a change of pick-off brush polarity at one or 
other  of  the  brushes  each  time  the,  input  shaft  is  turned  through  30º.    For  certain  purposes,  the  30º 
step  is  too  large  and  a  modified  system,  giving  24  steps  of  15º  each,  may  be  used  to  improve  the 
sensitivity of the system. 
5-24  Fig 6 Operation of M-Type Transmission 
1
1
+
+
Transmitter
3
2
3
2
+
+
+
+
Zero
30°
60°
1
1
1
F1
F1
F1
F2
Receiver
F3
F2
F3
F3
3
2
3
2
3
2
+
+
+
+
Zero
Resultant
Resultant
Resultant
Field
Field
Field
60°
F1
Field Vectors
F1
F3
30 °
F2
F1
F3
F3
F2
Position 1
Position 2
Position 3
0° - 30°
30° - 60°
60° - 90°
14.  Types of Transmitter.  Two other types of transmitter are in common use in M-type transmission 
systems.  These are commutator and eccentric cam type transmitters.  The former is a development of 
Revised May 10   
Page 5 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
the  drum  transmitter  and  gives  24  ×  15º  steps.    The  latter  does  not  suffer  from  brush  wear  and  is 
preferred when the rotation rate is high. 
15.  Types  of  Receiver.    The  rotor  of  the  receiver  may  be  either  of the soft iron (inductor) type or a 
permanent magnet.  The inductor rotor is built up of iron and aluminium laminations and continuously 
aligns  itself  with  the  axis  of  the  resultant  field  in  the  stator  to  offer  the  path  of  lowest  reluctance,  ie 
when  the  laminations  are  in  line  with  the  resultant  flux.    Since  this  type  of  rotor  is  non-polarized  it  is 
possible for it to align itself in either of two positions 180º apart.  The permanent magnet rotor, which is 
more commonly used, does not suffer from this ambiguity.  Due to the relatively strong magnetic field 
produced  by  the  magnet,  the  rotor  torque  is  considerably  higher  than  that  of  the  induced  type  and, 
being polarized, the rotor lines up in one position only. 
16.  Synchronization  of  Transmitter  and  Receiver.    The  fact  that  the  receiver  rotor  in  an  M-type 
transmission  system  only  moves  in  30º  (or  1º)  steps  is  a  disadvantage.    Greater  sensitivity  can  be 
achieved  by  gearing  up  the  input  shaft  to  the  transmitter  shaft.    A  60:1  gearing  system  is  commonly 
used,  the  transmitter  shaft  completing  60  revolutions  for  each  revolution  of  the  input  shaft.    The 
receiver is geared down by an equal ratio if a 1:1 output to input ratio is required.  Although a 60 times 
increase in sensitivity is obtained in this case, the possibility of ambiguity is introduced.  One revolution 
of  the  transmitter  shaft  now  represents  a  rotation  of  6º  of  the  input  shaft  producing  12  steps  of  0.5º 
each (with a 30º step transmitter) and there are 60 different positions in the full 360º movement of the 
input  shaft,  each  separated  by  6º,  into  which  the  receiver  can  'lock'  and  still  follow  the  M-type 
sequence.  In all but one of these positions, the output shaft will be out of synchronization with the input 
shaft.    Initial  course  synchronization  is  therefore  necessary  and  this  is  normally  achieved  by  manual 
adjustment before the transmission system is used. 
17.  Accuracies.    Because  of  frictional  and  resistive  losses,  the  accuracy  of  M-type  transmission 
systems  is  seldom  better  than  ±1º.    This  accuracy  is  adequate  for  the  remote  transmission  of  shaft 
rotation rates such as analogues of ground speed, but presents problems in the transmission of actual 
shaft position, e.g. heading. 
AC SYSTEMS 
Introduction 
18.  The  application  of  the  DC  systems  described  above  is  limited  to  the  remote  indication  of  shaft 
position and the transmission of moderate torques to remote indicators or other devices.  AC systems 
are generally preferred for high accuracy applications and also where servomechanisms are involved.  
The AC systems are self-synchronous (hence the name - synchro) and are divided into four groups: 
a. 
Torque synchros. 
b. 
Control synchros. 
c. 
Differential synchros. 
d. 
Resolver synchros. 
Revised May 10   
Page 6 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
Torque Synchros 
19.  The  basic  torque  synchro  consists  of  a  transmitter  (TX)  and  a  receiver  (TR),  both  of  which  are  very 
similar.    Each  has  a  stator  made  up  of  three  windings,  star  connected  at  120º  to  each  other,  and  a  rotor 
which is a single winding energized by an AC supply.  Fig 7 shows a diagrammatic representation of a torque 
synchro system, and the actual construction is shown in Fig 8.  The TX and TR rotors differ in that the TR 
rotor is normally fitted with a mechanical damper to prevent oscillation. 
5-24  Fig 7 Basic Torque Synchro System 
Transmitter TX
Receiver TR
S1
S1
R1
Input Shaft
Output Shaft
R1
Rotor
R2
R2
S2
S2
S3
S3
AC Supply
5-24  Fig 8 Construction of Torque Synchro 
Rotor Shaft
Stator Winding
Shell
Shaft
Upper End Cap
Bearing
Bearing
Stator Coils
Mounting Flange
Coils
Rotor Coils
Shell
Core
Rotor
Lower Cap
Lead to
Lead to
Other Slip
One Slip
Bearing
Ring
Ring
Rotor Leads
Slip Rings
Stator Leads
Lower End Cap
20.  Torque Synchro Operation.  The operation of torque synchro is shown in Fig 9.  The TX rotor, 
energized  by  the  AC  supply,  has  an  associated  alternating  field  which  cuts  the  windings  of  the  TX 
stator  coils  producing  an  induced  emf.    Because  the  TX stator windings are in closed circuit with the 
TR  stator  windings  a  current  flow  occurs  which,  by  Henry’s  Law,  must  be  of  such  a  direction  and 
magnitude  as  to  produce  a  field  associated  with  the  TX  stator  which  is  equal  in  strength,  but  in  the 
opposite direction to the TX rotor inducing field.  A similar field, parallel to the TX rotor field is produced 
in  association  with  the  TR  stator.    The  TX  and  TR  rotors  are  energized  by  the  same  AC  supply  and 
thus  have  associated  magnetic  fields.    The  presence  of  both  rotor  and  stator  fields  within  the  TR 
causes the rotor to turn to align its field with that of the stator and thus with the fields of the TX stator 
Revised May 10   
Page 7 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
and  rotor.    As  the  phase  of  the  AC  supply  changes,  all  the  field  directions  simply  reverse  and  the 
system remains in alignment.  As the two rotors reach alignment, they induce equal but opposite emfs 
in the two stators; current ceases to flow and the fields collapse.  The stator coils are of low impedance 
and any rotor misalignment produces sufficient current flow to produce reasonable torque. 
21.  Torque  Synchro  Accuracy.    As  the  torque  synchro  approaches  synchronization,  the  field 
structure collapses and the available torque falls off.  If a high degree of accuracy is required the load 
must be limited; lightly loaded torque synchro accuracy is approximately ± 1º. 
5-24  Fig 9 Operation of the Torque Synchro 
Rotor Fields
Stator Fields
Currents
S1
S1
TX
TR
R1
R1
R2
R2
S3
S2
S3
S2
Input 60  C
o
lockwise Rotation
Output 60  
o Clockwise Rotation
AC Supply
Control Synchros 
22.  If  it  is  required  to  move  heavier  loads  a  control  synchro,  employing  a  separate  servomotor  to 
provide  the  necessary  torque  amplification,  may  be  used.    Control  and  torque  synchros  are  similar; 
both  have  three-winding  stators  and  single-winding  rotors.    The  control  transmitter  (CX)  rotor  is  AC 
energized, but not the control transformer (CT) rotor.  A control synchro system is shown at Fig 10. 
5-24 Fig 10 Control Synchro System 
CX
CT
S1
S1
R1
R1
AC
Supply
R2
R2
S3
S2
S3
S2
23.  Control Synchro Operation.  The CX rotor, fed from an AC supply, produces an alternating field 
which,  by  Henry’s  Law,  induces  an  opposing  field  in  the  CX  stator.    The  circuit  current  causes  a 
magnetic field associated with the CT stator and parallel to the CX rotor field.  When the CT rotor is at 
90º to the CT stator field there is no induced emf (or error signal) in the rotor: the rotor is said to be in 
the 'null' position.  If the CX rotor is displaced, the CT field alignment will change and the CT rotor will 
Revised May 10   
Page 8 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
no  longer  be  in  the  “null”  position.    An  emf,  proportional  to  the  angular  displacement  from  the  null 
position,  is  induced  in  the  rotor,  the  phase  of  this  induced  emf  depending  upon  the  direction  of 
displacement.    The  operation  of  the  control  system  is  shown  in  Fig  11.    The  induced  error  signal  is 
amplified and fed to one phase of a two-phase servomotor which drives the output shaft of the CT rotor.  
The  second  phase  is  supplied  by  the  same  AC  source  supplying  the  original  CX  rotor  input.    The  motor 
drives the output shaft and the CT rotor until the induced error signal is zero; the direction of movement being 
determined by the phase of the error signal.  A complete control synchro system is shown at Fig 12. 
Note: Current  flow  is  continuous  in  the  control  synchro,  the  current  magnitude  being  limited  by 
employing high impedance stators. 
5-24  Fig 11 Operation of a Control Synchro System 
CX
CT
S1
S1
Applied
R1
Voltage
Time
AC
R1
0  
o Error
Supply
R2
R2
Time
No Output
S3
S2
S3
S2
Voltage
a
S1
S1
Clockwise
R1
Error Signal
AC
R1
Supply
R2
R2
Time
S3
S2
S3
S2
In Phase
With
Applied
Voltage
Clockwise
Rotation
b
S1
Anti-
S1
Clockwise
Error Signal
R1
AC
R1
Supply
R2
R2
Time
S3
S2
S3
S2
In Antiphase
With
Applied
Voltage
Anti-Clockwise
Rotation
c
Rotor Fields
Stator Fields
Currents
Revised May 10   
Page 9 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
5-24  Fig 12 Complete Control Synchro System 
CX
S 1
S 1
CT
R1
Error
R1 Signal
AC Supply
Servo
R2
θ2
Amplifier
Motor
R2
S 3
S 2
S 3
S2
θ1
θ1
To CT Rotor
θ2
To
Load
Input Shaft
Output Shaft
24.  Control  Synchro  Accuracy.    Using  a  suitably  powered  motor,  the  control  synchro  accuracy  is 
independent of load.  Typical accuracy figures are 16 minutes of arc. 
Differential Synchros 
25.  Differential synchros may be used to add or subtract two shaft rotations.  The differential synchro 
(CDX)  consists  of  a  three-winding  stator  and  a  three-winding  rotor.    The  control  system  in  Fig  13 
includes a CDX.  The CDX becomes a TDX when used in a torque synchro system. 
5-24  Fig 13 Differential Synchro System 
Control 
CX
CDX
Transformer
1
θ
CT
S1
S1
R1
S1
Error Signal
Proportional
R1
R1
To (θ1−θ2)
AC 
Supply
R2
R2
S3
S2
S3
S2
S3
S2
R3
R2
θ1
Clockwise
Angle of Field 
θ2
Proportional
Clockwise
To (θ1−θ2)
Stator Fields
Rotor Fields
26.  Differential Synchro Operation.  The operation of a differential synchro within a torque synchro 
is illustrated in Fig 14 (the operation within a control synchro system is similar).  Shaft rotation 1 is fed 
to the TX rotor in the normal manner causing an induced field associated with the TDX stator parallel 
to the TX rotor field.  Shaft input 2 is fed to the TDX rotor.  An emf is induced in the TDX rotor coils by 
the  TDX  stator  alternating  field.    The  TDX  rotor  coils  are  connected  to  the  TR  stator  coils  and, 
consequently, the current flow produces a magnetic field associated with the TDX rotor which opposes 
the field in the TDX stator.  A magnetic field is also induced in association with the TR stator coils and 
alignment of the TR rotor takes place as explained in paragraph 20. 
Revised May 10   
Page 10 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
27.  Application  of  Differential  Synchros.    Although  the  operation  of  both  TDX  and  CDX  are 
identical  in  theory,  their  windings  are  different  because  of  the  different  system  current  flows: 
torque  systems  have  zero  current  flow  when  aligned,  whereas  control  systems  have  continuous 
current flow.  Several differential synchros can be included in a system, eg two could be used, in 
tandem, to add variation and drift to magnetic heading to give an output of true track. 
5-24  Fig 14 Action of the Differential Synchro 
Transmitter TX
Differential Transmitter TDX
Receiver TR
S1
R1
S1
S1
R1
R1
R2
R2
S2
S2
S3
S3
S3
Input
S2
R3 Shaft 
Output
R2
2
Shaft
Input
Shaft 1
AC
Supply
S1
S1
S1
R1
R1
R1
R2
R2
S2
S3
S2
S3
S3
R3
R2
Input Shaft 1- 60  Clockwise
Input Shaft 2 - Electrical Zero
Output Shaft - 60  Clockwise
S1
S1
S1
R1
R1
R1
R2
S2
R2
S3
S2
S3
S2
S3
R3
R2
Input Shaft 1 - Electrical Zero
Input Shaft 2 - 15  
Clockwise
Output Shaft - 15  
Anti-clockwise
S1
S1
R1
S1
R1
R1
R2
S2
S3
S2
R2
S3
S3
R3
R2
S2
o
Input Shaft 2 - 15  
o
Input Shaft 1 - 60  Clockwise
Clockwise
Output Shaft (60    

o
15  
o ) = 45  
o Clockwise
Stator Fields
Rotor Fields
Revised May 10   
Page 11 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
Resolver Synchros 
28.  Co-ordinate Systems.  The relationship of one point to another may be defined in either of two 
ways: 
a. 
Polar co-ordinates (range and bearing) 
b. 
Cartesian co-ordinates (distances X and Y along orthogonal axes). 
The two co-ordinate systems are shown in Fig 15, together with the equations relating one system to 
the other. 
5-24  Fig 15 Relationship Between Polar and Cartesian Co-ordinates 
Y
x
R
y
θ
X
cos
29.  Use of Resolvers.  The resolver synchro is used to convert one co-ordinate system to the other.  
Ground speed and track define a vector in polar co-ordinates.  The same vector may be expressed in 
northings and eastings in cartesian form.  Similar resolvers are used to convert from polar to cartesian 
and  vice  versa,  but  the  modes  of  operation  are  slightly  different.    The  resolver  synchro  consists  of  a 
stator and a rotor, both having two orthogonal windings.  The resolver synchro is illustrated in Fig 16. 
5-24  Fig 16 Resolver Synchro 
R1
S1
R2
S2
R4
R3
S4
S3
30.  Resolver  Synchro  (Resolving).    In  the  resolving  mode,  the  resolver  synchro  converts  polar  to 
cartesian  co-ordinates  eg  ground  speed  and  track  to  northings  and  eastings.    In  this  example,  R  (an 
electrical  analogue  of  groundspeed)  is  applied,  as  an  AC  voltage,  to  one  rotor  winding.    The  rotor  is  then 
turned through angle θ (track).  The rotor field has components of R cos θ (northings) and R sin θ (eastings) 
along the stator winding axes; the voltages induced in the stator windings are proportional to R cos θ and R 
sin θ.  The operation of the resolver synchro (resolving) is shown in Fig 17. 
Revised May 10   
Page 12 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
5-24  Fig 17 Conversion of Polar to Cartesian Co-ordinates 
R
ROTOR
STATOR
R1
S1
θ
Applied AC
s
R
o
Voltage
c
R
R2
Flux
S2
θ
R3
S3
S4
R4
in
s
θ
R
Shaft

90°
180°
270°
360°
Value of θ
31.  Resolver Synchro (Compounding).  A similar resolver is used to convert cartesian to polar co-
ordinates,  but  in  this  case,  additional  components  are needed as shown in Fig 18.  The Y and X co-
ordinates (northings and eastings) are fed to the stator windings as AC voltages, the associated fields 
combining  to  produce  a  stator  field  of  magnitude  R  at  an  angle  θ  (R  and  θ  are  analogues  of 
groundspeed and track).  One of the rotor windings is connected to an amplifier and servomotor in the 
same manner as a control receiver (CT).  It is therefore driven to a position at 90º to the stator field and 
the  output  shaft  is  turned  through  the  angle  θ,  thereby  deriving  track.    When  the  CT connected rotor 
winding is at 90º to the total stator field, the other rotor winding lies parallel to that field.  In this position 
a  field  proportional  to  R  is  produced  in  association  with  this  rotor  winding  and  hence  a  voltage 
analogue 
2
2
x + y  of groundspeed may be obtained. 
5-24  Fig 18 Conversion of Cartesian to Polar Co-ordinates 
R4
STATOR
ROTOR
R3
Induced
2
2
Field
R =   x  + y  
Combined
Field
(R)
S1
θ
y = R cos θ
R2
Amp
S2
R1
Servo
Motor
x = R sin θ

  )
To Load
S3
S4
32.  Resolver Synchro (Differential).  It is often necessary to produce the sine and cosine of the 
sum  of  two  angles  multiplied  by  a  given  value,  eg  northings  and eastings  relative  to  true  North 
represented by R (ground speed), multiplied by cosine and sine θ (true track) may be required as 
Revised May 10   
Page 13 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
grid northings and grid eastings.  If the angle between true North and grid North is represented by 
φ, then required outputs are R cos (θ + φ) and R sin (θ + φ) as illustrated in Fig 19. 
5-24  Fig 19 Action of a Resolver Synchro (Differential) 
R sin θ
+
R sin (θ   φ)
) φ  R cos θ
+ θ
R
( soc
R
θ
33.  Operation of Differential Resolver Synchro.  The operation of the differential resolver synchro is 
shown at Fig 20.  There are three inputs; R cos θ (true northings) and R sin θ (true eastings) both fed as 
voltage analogues to the stator coils, φ (convergence) is fed as a shaft rotation to position the rotor coils 
relative  to  the  stator.    The  fields  associated  with  the  stator  coils  may  be  resolved  into  4  sub-fields,  two 
parallel to each rotor coil.  From Fig 20, two of the sub-fields are shown to be additive and two subtractive.  
The sub-field values are: 
a. 
R cos θ cos φ – R sin  θ sin φ = R cos (θ + φ). 
b. 
R sin  θ cos φ – R cos θ sin φ = R sin (θ + φ). 
Output voltages taken from the rotor coils are analogues of Rcos (θ + φ) (grid northings) and Rsin (θ + φ) 
(grid eastings).  Thus, the differential resolver synchro redefines cartesian co-ordinates about a new datum 
direction.    The  versatility  of  the  device  may  be  illustrated  by  imagining  inputs  of  northings,  eastings,  and 
desired track.  The outputs would then be distance gone along and across desired track. 
5-24  Fig 20 Operation of Differential Resolver Synchro 
ROTOR
R4
R cos ( θ
     +
    φ
   )
R3
φ
STATOR
S1
R sin θ sin φ
R 2
R sin θ
φ R sinθcosφ
R cos θcos
φ
φ
S
φ
2
R cos θ sin φ
(    +
    
R
R sin θ  φ
   )
1
S3
S4
R cos θ
Inducing Fields
Induced Fields
Revised May 10   
Page 14 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
SUMMARY 
Summary Tables 
34.  Table 1 summarizes the remote indication systems discussed in the preceding paragraphs.  Table 
2 summarizes the pertinent detail of the various types of synchro mechanisms. 
5-24  Table 1 Summary of Remote Indication Systems 
System 
Remarks 
Desynn 
DC.  Provides only sufficient torque to operate small 
instruments: gives remote indication of dial readings to an 
accuracy of about + 2º. 
M-Type 
DC.  Provides moderate torque, sufficient to drive small 
mechanisms: accurate to about + 1º.  Typical use is to rotate 
the scanning coils in a CRT in synchronism with a radar aerial. 
Torque Synchro 
AC.  Provides only sufficient torque to operate small 
instruments: efficient and accurate to within + 1º: often used to 
transmit data such as radar bearings to the place where the 
information is required. 
Torque Differential Synchro 
AC.  As for the torque synchro, but provides summation of two 
input shaft angles, eg to combine a DF loop reading and a 
compass reading to give true bearing. 
Control Synchro 
AC.  Gives an electrical output that is dependent on the error in 
alignment between driving shaft and load shaft.  The error 
signal is normally used as the input to a control system driving a 
heavy load.  Accuracy about + 6' arc. 
Control Differential Synchro 
AC.  As for control synchro, but provides summation of two 
input shaft angles. 
Resolver Synchro 
AC.  Used in computers to give either cartesian or polar co-
ordinates of an input, and for conversion of one to the other: can 
also be used in a manner similar to that of a control synchro. 
Resolver Differential Synchro 
AC.  Gives an electrical output in the form of sine and cosine 
values of the sum or difference of two input angles. 
Revised May 10   
Page 15 of 16 

AP3456 – 5-24 - Remote Indication and Control 
5-24  Table 2 Synchro Details 
Component 
Code 
Inputs 
Outputs 
Uses 
Torque Transmitter 
TX 
Mechanical rotation 
Electrical from stator  Transmits angular 
of rotor 
information 
Torque Receiver 
TR 
Electrical to stator 
Mechanical rotation 
Operates low torque 
from rotor 
equipment 
Torque Differential 
TDX 
Electrical to stator 
Electrical from rotor 
Transmits the sum of 
Transmitter 
and mechanical 
angular inputs 
rotation of rotor 
Torque Differential 
TDR 
Electrical to stator 
Mechanical rotation 
Provides low torque 
Receiver 
and rotor 
from rotor 
equipment with the sum 
of two angular inputs 
Control Transmitter 
CX 
Mechanical rotation 
Electrical from stator  Transmits angular 
of rotor 
information 
Control Transformer 
CT 
Electrical to stator 
Error signal to servo 
Control position of 
loop 
servo mechanism 
Control Differential 
CDX 
Electrical to stator 
Electrical from rotor 
Transmits the sum of 
Transmitter 
and mechanical 
two angular inputs 
rotation of rotor 
Control Transmitter 
CXB 
Mechanical rotation 
Electrical from stator  Transmits the sum of 
with Rotatable Stator 
of stator and rotor 
two angular inputs 
Control Receiver with 
CTB 
Electrical to stator 
Error signal to servo 
Provides a position 
Rotatable Stator 
and mechanical 
loop 
servomechanism with a 
rotation of stator 
control signal which is 
the sum of two angular 
inputs 
Resolver Synchro 
RS 
Electrical to rotor 
Electrical from stator  Resolves polar co-
(Resolving) 
and mechanical 
ordinate inputs to 
rotation of rotor 
cartesian co-ordinate 
outputs 
Resolver Synchro 
RS 
Electrical to stator 
Electrical from rotor 
Compounds cartesian 
(Compounding) OR 
and mechanical 
inputs to polar outputs 
Arc/Tan Resolver 
rotation of rotor 
Resolver Synchro 
RS 
Electrical to stator 
Electrical from rotor 
Redefines cartesian co-
(Differential) 
and mechanical 
ordinates about a new 
rotation of rotor 
datum direction 
Revised May 10   
Page 16 of 16 

AP3456 – 5-25 - Servomechanisms 
CHAPTER 25 - SERVOMECHANISMS 
Introduction 
1. 
The  transmission  systems  described  in  Volume  5,  Chapter  24  included  many  devices  capable 
only  of  remote  indication  on  light  pointers.    At  least  one,  however,  the  control  transmission  system, 
could do more than this.  It could not only transmit the information over considerable distances, but its 
receiving element included parts which released much greater power at the output than was available 
at the input.  A lightly applied movement at the input could control the position of a heavy load. 
2. 
The receiving elements of the control transmission system are members of a large family of control 
devices known as servomechanisms, all of which have this ability to amplify the input force.  To define a 
servomechanism (or servo) properly, however, its pattern of operation must follow a particular sequence.  
This sequence, which need not involve remoteness of control, will now be examined. 
Simple Control System 
3. 
In  order  to  control  the  position  of  a  radar  scanner  or  other  heavy  load,  an  arrangement  such  as 
that in Fig 1 could be put together. 
5-25 Fig 1 Elements of Control System 
Input Control
Power
Motor
Load
Element
Amplifier
4. 
The  control  element,  perhaps  a  variable  resistor,  applies  the  input  to  a  power  amplifier,  which 
drives the motor in the required direction.  The motor, in turn, moves the load. 
5. 
The  control  element  could  be  calibrated  with  a  scale  indicating  the  angle  through  which  the 
input  is turned.  When the input is moved, a voltage proportional to this angle is applied through the 
amplifier  to  the  motor.  The motor accelerates at a rate compatible with the load inertia and with 
restraints,  such  as  friction,  until  it  reaches  a  steady  speed  with  the  driving  torque  equal  to  the 
restraining torques. 
6. 
Since restraining torques increase with speed, the load speed, and not its position, is controlled by 
a device of this type.  Clearly, the load will not stop at the required position unless some further action 
is taken. 
7. 
Several  courses  of  action  are  possible  but  perhaps  the  simplest  and  most  obvious is to brief an 
operator  to  watch  the  load  movement.    He  could  slow  the  motor  down  as  the  load  closed  on  the 
required position by drawing back on the control element, finally bringing it to rest.  His actions would 
probably  be  such  as  to  allow  high  speeds  for  large  load  movements  and  low  speeds  for  small 
movements.    In  other  words,  he  would,  at  any  rate  during  his  first  few  attempts,  move  the  control 
element by an amount proportional to the required angle.  The voltage would then be regulated by the 
difference between the load angle and the input angle. 
8. 
This control system, however, is not automatic; it can only be used when the operator can see the 
load and when fatigue on his part is unlikely.  Once the possibility of prolonged operation is envisaged, 
Revised May 10   
Page 1 of 10 

AP3456 – 5-25 - Servomechanisms 
or when the operator cannot read the load position or if the changes of input are too rapid for him to 
follow, then an automatic system must be used. 
Automatic Control System 
9. 
A simple automatic system can be designed to work in precisely the same way as the operator.  
The  load  position  is  fed  to  some device which compares it with the input and the difference between 
them  regulates  the  voltage  to  the amplifier.  The link between the load and the comparison device is 
known as feedback; the difference between the load angle and the input angle is called the error and 
the  comparison  device  is  termed  the  error  detector.    The  voltage  to  the  amplifier  is  called  the  error 
signal and it is usually produced within the error detector. 
10.  A block schematic diagram of the automatic system is illustrated in Fig 2.  The essential features 
are as follows: 
a. 
Application of the input angle, θi, to the error detector. 
b. 
Feedback of the load position, θo to the error detector. 
c. 
Subtraction of θi from θo to produce the error. 
d. 
Production of an error signal proportional to θo – θi. 
e. 
Control of the amplifier output by the error signal. 
f. 
Control of the motor movement by the amplifier output. 
g. 
Movement of the load by the motor in a direction which reduces the error. 
The new load position is fed back to the error detector and the sequence b to g continues until the error 
is zero, at which point the error signal disappears and movement stops. 
5-25 Fig 2 Automatic Control System 
Error
Detector
θ
θ θ
θ
i
o
i
o
Motor
Load
Feedback of θo
11.  The automatic control system described operates by continuous cycling of the load position through 
the loop formed by the feedback, error detector, amplifier, and motor.  Control mechanisms in which this 
loop  can  be  identified  are  known  as  closed  loop systems,  while  those  which  do  not  have  feedback  are 
known as open loop systems (e.g. Fig 1). 
Servomechanisms 
12.  To be classed as a servomechanism, an automatic control system must be capable of continuous 
operation and have: 
a. 
Error actuation. 
b. 
Power amplification. 
c. 
Closed loop control. 
Revised May 10   
Page 2 of 10 

AP3456 – 5-25 - Servomechanisms 
13.  Thus the system in Fig 2 is a servomechanism.  It is actuated by the error since the net input to the 
amplifier is the error signal and not a voltage representing the input angle.  It has power amplification and 
closed loop control; it is fully automatic and capable of continuous operation. 
5-25 Fig 3 Servo Elements of Control Synchro 
Error Detector
Amplifier
Input  θi
Output  θ
Servo
o
CX
CT
Load
Motor
θ − θ
o    i
Feedback of θo
Types of Servo 
14.  There  are  two  main  classes  of  servomechanism  -  position  control  servos  and  speed  control 
servos: 
a. 
Position  Control  Servos.    Position  control  servos  are  used  to  control  the  angular  or  linear 
position of a load.  The input also will normally be an angle or position, but may be found in other forms. 
b. 
Speed  Control  Servos.    Speed  control  servos  are  used  to  control  the  speed  of  a  load.  In 
this case, the input will not normally itself be a speed; inputs are usually in the form of voltages or 
shaft angles. 
15.  The  classification  into  position  and  speed  control  servos  is  a  convenient  one  in  view  of  the 
applications of the servo principle met in normal service equipments.  In general, however, the servo 
can  control  many  things  not  embraced  by  these  terms.  Thermostatic control of a gas oven uses 
the servo principle, being actuated by the error in oven temperature; the control of the concentration of 
a solution in a chemical process is another example.  Indeed, the input and output may take so many 
forms  that  it  is  common  practice  to  use  non-committal  descriptions  such  as  input  demand  for  θi  and 
load behaviour for θo. 
16.  Servomechanisms  of  either  classification,  can  be  operated  by  AC  or  DC  power  supplies.    In 
general,  the  AC  system  is  capable  of  greater  accuracy  and  stability,  but  is  limited  to  low  power 
applications.    The  DC  servo  is  used  in  high torque situations, but more often, a hybrid AC/DC servo, 
combining the merits of both, will be found when heavy loads are involved. 
17.  The  synchro  control  transmission  system  has  already  been  mentioned  as  an  example  of  a 
servomechanism.  It is illustrated in Fig 3 with the servo terms added to assist the reader in identifying 
the features enumerated in para 10. 
EXAMPLES OF SERVOMECHANISMS 
Position Control Servo - The Gyro-magnetic Compass 
18.  Fig 4 shows the basic components of a typical gyro-magnetic (GM) compass system.  By comparing 
Fig 4 with Fig 3, it can be seen that the servomotor has been replaced by the precession coils and the load is 
now the gyro.  Consequently, gyro heading is the load position (θo) which is fed back to the error detector.  
Magnetic  heading  is  the  input  (θi)  and  is  applied  to  the  CT  together  with  gyro  heading.    The  error  in  gyro 
heading actuates the system which is stabilized by magnetic heading.  These relationships are emphasized 
in Fig 5, which shows the GM compass system in servo outline. 
Revised May 10   
Page 3 of 10 

AP3456 – 5-25 - Servomechanisms 
5-25 Fig 4 Basic Components of a Typical GM Compass System 
Error
Detector
Precession Coils
Detector
CT
θi
Gyro
Slaving
θo
Amplifier
Follow-up
Gyro
Motor
Heading
Servo
Amplifier
CT
CX
5-25 Fig 5 GM Compass System Servo Outline 
Error detector
θ
θ – θ
Precession

i
i
Coils
Magnetic
Gyro
Heading
Amplifier
θo
Gyro Heading
19.  The  GM  compass  is  therefore  essentially  a  servomechanism,  and  the  fact  that  a  second  servo 
(see  Fig  4)  is  used  to  provide  the  load  position  feedback  is  a  matter  of  design  convenience.  Indeed 
some  systems  use  a  direct  mechanical  link  for  the  feedback.    Whatever  the  feedback  method,  the 
servo principle can be identified in all GM compasses. 
Speed Control Servo - The Velodyne 
20.  In  navigation  equipments,  the  most  common  application  of  the  speed  control  servo  is  for 
converting  a  voltage  (representing  a  speed)  into  an  angular  velocity.    A shaft, rotating at this angular 
velocity,  can  then  be  used  to  display  distance  gone.    This  requirement  is  met  by  a  device  called  a 
'velodyne', the component parts of which are illustrated in Fig 6. 
5-25 Fig 6 Component Parts of a Velodyne 
Servomotor
Vi
V  –
o
 Vi
Load
Error
Amplifier
Detector 
Vo
21.  The input voltage (Vi) is applied through a power amplifier to turn a servomotor, which accelerates 
the  load  towards  the  required  speed.    Comparison  between  the  load  speed  and  the  input  voltage  is 
made possible by converting the speed into a voltage.  The conversion is effected by a tachogenerator 
coupled to the output shaft.  This is a special type of generator which gives a voltage proportional to its 
Revised May 10   
Page 4 of 10 

AP3456 – 5-25 - Servomechanisms 
speed  of  rotation.    It  can  be  very  small  and  absorbs  little  power  since  only  a  voltage,  with  negligible 
current, is required. 
22.  The  tachogenerator  output  (Vo)  is  fed  back  to  the  error  detector  which  subtracts  the  input 
voltage (Vi) and feeds the resultant voltage to the amplifier.  The motor is therefore controlled by 
the difference in voltages and will speed up or slow down until the difference is zero. 
23.  In practice, the equality of voltages is never quite reached and a small residual difference is 
necessary  to  counter  friction.    Nevertheless,  a  suitable  choice  of  components  can  ensure  an 
input-output relationship which is very closely linear over the operating range. 
PERFORMANCE OF SERVOMECHANISMS 
Introduction 
24.  The descriptions given in the preceding paragraphs of servo action are rather superficial, and are 
on occasion ambiguously termed in order to avoid difficulty.  It is intended, however, to discuss some 
of  the  more  sophisticated  members  of  the  family  and  before  this  can  be  done,  the  behaviour  of  the 
simple servo must be studied in greater detail. 
25.  The servo illustrated in Fig 7 will be chosen as the model.  The discussion which follows applies 
equally to the position servo and the speed servo, so that θi and θo may represent positions or speeds.  
For simplicity, Fig 7 will be taken to be a position servo. 
5-25 Fig 7 Simple Servomechanism 
θ
θ
i
Servo
o
Motor
θ Feedback
o
Response 
26.  The  response  of  a  servo  is  the  pattern  of  behaviour  of  the  load  when  a  change  is  made  to  the 
input condition.  It has so far been assumed that if the input moves to θi the load will simply follow, its 
response  being  a  reproduction  of  the  input  movement.    The  following  paragraphs  will  show  that 
matters are not as simple as this. 
27.  Two  important  factors  affecting  response  are  the  form  which  the  input  change  takes,  and  the 
various restraints, friction etc, which act on the output.  These are now considered in turn.  Two types 
of  input  change  will  be  covered,  one  when  the  input  suddenly  changes  to  a  new  position,  the  other 
when it suddenly moves at a constant speed.  The first is known as a step input, the second a ramp 
input,  the  names  deriving  from  the  curves  of  input  against  time  shown  in  Fig  8.    Both  are  discussed 
without considering restraints in the first instance. 
Revised May 10   
Page 5 of 10 

AP3456 – 5-25 - Servomechanisms 
5-25 Fig 8 Types of Input 
Fig 8a Step Input 
Fig 8b Ramp Input 
n
n
i
itio
itio
s
s
o
o
P
P
i
Time
Time
Step Input - No Friction 
28.  For  this  discussion,  we  will  assume  that  the  input  and  output  were  aligned  at  θo,  until  the  input 
suddenly  changed  to  θi.    An  error  signal  proportional  to  θo – θi appears at the amplifier input and the 
motor is energized to null the error. 
29.  One important point must now be emphasized.  The torque delivered by the motor to the load is 
directly proportional to the error; it acts only on the inertia of the load which therefore accelerates at a 
rate proportional to the error.  As the error reduces, so the acceleration reduces, until it reaches zero 
with zero error. 
30.  This is not a satisfactory state of affairs, for the load acceleration is in one sense only and that is 
to  increase  its  velocity.    Saying  that  the  acceleration  is zero at zero error simply means that the load 
has reached a steady speed when we require it to be stationary.  Further, since there is nothing to stop 
it, it keeps moving past the required position. 
31.  The error signal produced, and, therefore, the torque applied to the load, now reverse in sense to 
slow down the load.  Since, however, the components operate symmetrically about the null, the pattern 
of deceleration is a mirror image of the original acceleration.  The load stops when it has overshot by 
the  initial  error,  and  from  there  the  performance  is  repeated.    The resulting load oscillation about the 
demanded position is illustrated graphically in Fig 9. 
5-25 Fig 9 Oscillating Response to a Step Input 
θi
θn
itio
s
o
P
θo
Time
Ramp Input - No Friction 
32.  The description of the response can be followed in Fig 10.  In the early stages of the ramp, while the 
error signal is small, the load accelerates slowly and lags behind the input.  The error signal grows as the lag 
increases,  building  up  the  acceleration.    Eventually  the  load  speed  equals  the  input  speed  but  since  a 
substantial  position  error  exists  it  continues  to  accelerate.    When  its  speed  exceeds  that  of  the  input  the 
position  error starts to decrease; the acceleration reduces and the load reaches a constant speed at zero 
position  error  with  no  error  signal.    The  load  speed,  however,  exceeds  the  input  speed  and  an  overshoot 
results.  That the outcome is a continuous oscillation can be easily imagined from this point. 
Revised May 10   
Page 6 of 10 

AP3456 – 5-25 - Servomechanisms 
5-25 Fig 10 Oscillating Response to a Ramp Input 
θ
n
itio
s
o
P
θi θo
Time
Effect of Restraints 
33.  The  oscillatory  responses  are  obviously  not  desirable,  and  luckily,  restraints  on  the  load  have  a 
stabilizing effect.  Various inherent factors act to oppose the load movement; they include static friction, 
kinetic  friction,  eddy  currents,  air  resistance,  viscous  lubricants  and  many  others.    Lumping  them  all 
together  for  the  moment  the  general  effect  is to reduce the amplitude of each successive swing until 
gradually the output becomes steady.  The oscillations are known as transients and they are effective 
during the transient response period, or settling time.  Once the output has settled it has reached the 
steady state. 
34.  While  restraints  are  beneficial  in  stabilizing,  or  damping,  the  response,  they  do  have  certain 
detrimental  effects.    One  of  these  is  that  power  is  wasted;  another  is  the  introduction  of  error  in  the 
steady state. 
Steady State Errors 
35.  Examination of the various restraints present would show that their effect is in part due to a small 
constant magnitude force known as coulomb friction and in part to viscous friction which increases with 
speed. 
36.  The  resistance  due  to  coulomb  friction  tends  to  degrade  the  sensitivity  of  a  servo,  for  a  torque 
which overcomes it must be generated before any movement of the load takes place.  To provide this 
torque  the  load  error  must reach some finite size, and any errors less than this will not be corrected.  
Fig  11  shows  the  effect  of  coulomb  friction  on  the  response to a step input.  The load comes to rest 
somewhere  within  a  band  of  error,  known  as  the  dead  space, the  width  of  which  depends  on  the 
amount of coulomb friction.  For most modern servos, the coulomb friction is very small, and its effect 
is often neglected. 
5-25 Fig 11 Response with Coulomb Friction to Step Input 
θn
θi
itio
s
o
P
θ
Dead Space
o
Time
Revised May 10   
Page 7 of 10 

AP3456 – 5-25 - Servomechanisms 
37.  Viscous friction does not produce a dead space in the step input case since it has no value when 
the speed is zero.  It does, however, produce a similar effect when the ramp input is considered.  In the 
steady state, the load is moving with constant speed; it is therefore being resisted by viscous friction.  
An  error  signal  must  be  produced  to  overcome  this,  therefore  an  error  must  exist.    The  response  is 
illustrated  in  Fig  12,  and  the  error  necessary  to  overcome  the  friction  is  known  as  velocity  lag.
Coulomb friction may be considered small compared with viscous friction during a ramp input, but, of 
course, it also contributes to this error.  However, the greater part is due to viscous friction and, since 
this increases with speed, the error is generally reckoned to vary directly with speed. 
5-25 Fig 12 Response with Viscous Friction to Ramp Input 
Velocity Lag
θn
itio
s
o
P
θi
θo
Time
Summary 
38.  The  simple  servo  oscillates  in  response  to  either  a  step  or  ramp  input.    Friction  damps  the 
oscillation, but leads to dead space and velocity lag. 
IMPROVEMENT OF TRANSIENT RESPONSE 
Introduction 
39.  For many applications, the simple servo, using its inherent friction for damping, is perfectly adequate.  
This is usually the case for small position servos, but when large loads are involved, the transient response is 
unsatisfactory.  Time and energy are wasted during this period, and bearing wear is increased.  It is evidently 
desirable  to  reduce  the  number  of  oscillations,  and  also  the  response  time.    Two  methods  commonly 
employed are described. 
Viscous Damping 
40.  This  method  is  simply  a  controlled  increase  of  the  inherent  viscous  damping  to  achieve  the 
required response.  One device in use is the eddy current damper shown in Fig 13. 
Revised May 10   
Page 8 of 10 

AP3456 – 5-25 - Servomechanisms 
5-25 Fig 13 Eddy Current Damper 
DC
Disc
Servomotor
Load
Feedback
41.  This  simple  device  consists  of  a  thin  disc  of  metal  with  high  electrical  conductivity  (usually 
aluminium)  which  is  attached  to  the  output  shaft.    It  spins  between  the  poles  of  electromagnets 
mounted round its periphery.  Eddy currents are induced of magnitude proportional to the field strength 
and  to  the  disc  velocity.    These  eddy  currents  set  up  magnetic  fields  which  act  against  the  inducing 
fields and forces opposing the disc rotation are created.  These forces are closely proportional to the 
disc velocity, and therefore provide parallels to the inherent viscous forces.  They can be controlled by 
adjusting the current flow to the electromagnets. 
42.  Varying degrees of damping can be applied.  Fig 14 shows some of the stages, coulomb friction 
being  ignored  for  simplicity.    Using  only  inherent  friction  light  damping  is  achieved.    Too  much  extra 
viscous friction will produce a very sluggish response and the system is heavily damped. The degree 
of damping which just prevents any overshoot is known as critical damping.  Slightly less damping than 
this,  to  allow  one  small  overshoot,  is  optimum  damping which  gives  the  smallest  settling  time.    Most 
designs are aimed at this condition. 
5-25 Fig 14 Degrees of Damping - Step Input 
Light Damping
n
i
itio
s
o
P
Heavy Damping
o
Critical Damping
Time
43.  The  effect  on  the  transients  for  a  ramp  input  can  be  similarly  adjusted  to  produce  optimum 
damping.  A snag arises, however, for any increase in viscous friction also increases the velocity lag.  
Thus to remove the transient oscillations completely a considerable velocity lag must be expected.  Fig 
15 illustrates the response for two degrees of damping for a ramp input. 
44.  The response achieved by additional viscous damping can be made adequate, but it has the great 
disadvantage of wasting energy.  The second method attacks this problem. 
Revised May 10   
Page 9 of 10 

AP3456 – 5-25 - Servomechanisms 
5-25 Fig 15 Degrees of Damping - Ramp Input 
Light Damping
n
itio
s
o
P
Heavy Damping
i
o
Time
Velocity Feedback Damping 
45.  Viscous  damping  acts  by  absorbing  motor  torque.    It  does  so  by  applying  a  force  at  the  motor 
output proportional to the output speed.  Examining these statements, we see that the damping effect 
is produced by reducing the motor torque in the desired proportion, while the friction force applied to do 
so is the cause of energy waste.  If, therefore, the motor torque can be reduced in the same proportion 
by some means other than an opposing force the damping action will be retained, but power no longer 
wasted.  Velocity feedback damping acts in this way. 
46.  Motor torque can be lowered by cutting off part of the amplifier output, and a simple way of doing this 
is  to  cut  down  the  error  signal.    For  effective  damping  the  reduction  must  be  on  the  lines  indicated  by 
viscous  friction,  that  is  it  must  be  proportional  to  the  output  speed.    We  therefore  feed  back  a  voltage 
proportional  to  the  load  velocity  and  apply  it  in  opposition  to  the  error  signal  at the amplifier input.  The 
feedback  voltage  is  provided  by  a  tachogenerator  on  the  output  shaft.    The  arrangement  is  shown  in 
Fig 16.  Since a voltage with negligible current is required, the additional output load can be neglected. 
5-25 Fig 16 Velocity Feedback 
θ Velocity
o
Tacho
Feedback
Gen'r
θ
θ
i
Servo
o
Motor
θ Feedback
o
47.  Varying  degrees  of  damping  can  be  achieved  by  adjustment  of  the  feedback  and  much  greater 
precision is possible than with viscous friction.  Once again, optimum damping is sought. 
48.  Velocity  feedback  increases  velocity  lag  just  as  did  the  viscous  friction  method,  but  for  a  different 
physical reason.  In this case, the steady state velocity of the load imposes a signal on the amplifier input 
which must be cancelled in some way if the steady velocity is to be maintained.  The cancellation can only be 
made by an equal error signal, which means that an error must exist. 
Summary 
49.  Transient  response  can  be  improved  in  two  ways,  by  applying  extra  viscous  friction  or  by 
velocity  feedback.    Both  increase  velocity  lag  in  the  response  to  ramp  inputs;  but  of  the  two, 
velocity feedback is to be preferred, since power is not wasted. 
Revised May 10   
Page 10 of 10 

AP3456 – 5-26 - Engine Instruments 
CHAPTER 26 - ENGINE INSTRUMENTS 
Introduction 
1. 
An aero-engine is an expensive item and its failure in flight could have serious safety implications.  It is 
therefore most important to have a comprehensive and accurate feedback to the crew of information relating 
to  the  performance  of  the  engine.    Indications  of  failures,  or  of  excursions  of  engine  parameters  outside 
limits,  are  usually  in  the  form  of  discrete  displays,  eg  warning  lights,  flags,  or  audio  signals.    By  contrast, 
routine monitoring information is usually displayed on gauges.  These may be of the conventional, analogue 
type, although electronic multi-function displays are now more common. 
Engine Spool Speed 
2. 
The most common method of measuring engine spool speed is by a tachogenerator driven from 
the  external  wheelcase.    A  typical  tachogenerator  contains  a  three-phase  stator  and  a  two-pole 
permanent magnet rotor.  Rotation of the magnet induces a three-phase voltage in the stator windings, 
the frequency of this voltage being proportional to the engine speed. 
3. 
The output signal from the tachogenerator is fed to a tachometer indicator mechanism (Fig 1) which 
contains a synchronous motor, the speed of which is governed by the input frequency from the generator.  
An extension of the synchronous motor shaft carries a four-pole permanent magnet which revolves inside 
a copper alloy drag cup.  The rotation of the permanent magnet produces eddy currents in the cup, which 
in  turn  set  up  magnetic  fields.    These  fields  interact  with  the  field  of  the  permanent  magnet  causing  a 
torque which turns the cup and its attached shaft.  The torque is balanced by a hair spring and the shaft 
rotation  is  transmitted  to  the  movement  of  a pointer over a dial through an appropriate gearing system.  
Engine speed is usually shown as a percentage of maximum rpm (Fig 2). 
5-26 Fig 1 Tachometer Indicator Mechanism 
Screening
Leads to
Generator
Controlling
Hair Spring
Synchronous
      Motor
Pointer
Gearing
4-Pole Magnet
Dial
Drag Cup
Revised May 10   
Page 1 of 7 

AP3456 – 5-26 - Engine Instruments 
5-26 Fig 2 Percentage rpm Indicator 
9 0 1 0 10
8
2
20
7
3
6 5 4
30
100
40
90 PERCENT
RPM
50
80 70 60
4. 
In  some  multi-spool  engines  without  a  gearbox  driven  from  the  LP  or  IP  spool,  a  speed 
probe, located on the compressor casing, can be used with a phonic wheel to provide an electric 
current  which  is  proportional  to  spool  rpm  (Fig  3  illustrates  such  an  arrangement).    Multi-spool 
engines  require  gauges  to  indicate  different  spool  speeds  and,  in  some  installations,  this  is 
achieved by switching one gauge between separate spool speed generator signals, thus obviating 
the need for multiple rpm gauges per engine. 
Note:    The  phonic  wheel  illustrated  in  Fig  3  consists  of  a  series  of  evenly  spaced  notches 
machined into the outer rim of the spool.  The speed probe detects the gaps in the wheel, thereby 
producing an output which is proportional to the speed of the wheel.  It is called a 'phonic' wheel 
because the frequencies produced are normally in the audio range. 
5-26 Fig 3 Speed Probe and Phonic Wheel 
To Amplifier
and Indicator
Compressor
Casing
Drive
Shaft
Speed Probe
Phonic
Wheel
Exhaust Gas Temperature 
5. 
The  operating  temperature  of  a  turbine  has  a  direct  effect  on  its  life  and  it  is  therefore  essential 
that the temperature is maintained within specified limits.  Because of the high temperatures of the gas 
entering the turbine, it is impractical to make direct measurements.  In practice, the temperature of the 
gas  is  measured  downstream  of  the  turbine  inlet  either  by  thermocouples  at the exit to the turbine in 
the jet pipe, or by measuring the blade temperature using a pyrometer.  By knowing the behaviour of 
Revised May 10   
Page 2 of 7 

AP3456 – 5-26 - Engine Instruments 
the  gas  through  the  turbine,  the  temperature  loss  can  be  calculated,  and  a  suitable  limit  set  for  the 
measured value that will ensure that the turbine inlet temperature limit will not be exceeded. 
6. 
When  the  exhaust  gas  temperature  is  measured  using  thermocouples,  several  are  usually 
connected in series and positioned in the gas stream to give a representative average temperature.  A 
thermocouple consists of two conductor wires of different metals, usually nickel-chromium and nickel-
aluminium, joined at both ends.  One end, the 'hot junction', is mounted in a ceramic insulator which is 
housed  in  a  protective  metal  sheath.    The  other  end,  the  'cold  junction',  senses  ambient  air 
temperature as a reference point.  There are two main types of thermocouple in use: 
a. 
Stagnation Type.  In the stagnation type, the sheath has a hole near its tip for the exhaust 
gas  to  enter  and  an  exit  hole  staggered  further  away  from  the  tip  and  of  smaller  diameter  thus 
forcing the gas to flow through a Z-shaped passage past the elements of the thermocouple.  This 
stagnation  chamber  reduces  the  gas  velocity  past  the  hot  junction  and  avoids  an  adiabatic 
temperature rise on contact with the thermocouple. 
b. 
Rapid  Response  Type.    The  rapid  response  type  of  thermocouple  is  used  on  turboprop 
engines where the exhaust gases have a comparatively low velocity.  The gases follow a straight 
path past the hot junction. 
7. 
To  ensure  that  variations  in  the  temperature  of  the  cold  junction  do  not  affect  the  indicated 
temperature, an automatic compensator is fitted either to the instrument or elsewhere in the circuit.  A 
typical double element thermocouple installation is illustrated in Fig 4. 
8. 
The  optical  radiation  pyrometer  develops  an  electro-motive  force  (EMF)  proportional  to  the  energy 
radiated from the surface at which the pyrometer is directed, in this case the turbine blade (Fig 5).  The 
radiated energy is focused onto a photo-voltaic cell and the DC voltage produced is amplified and passed 
to control and indication circuits.  Pyrometers are prone to 'sooting' and require cleaning and calibration at 
regular  intervals.    Engines  fitted  with  pyrometers  may  also  have  a  single  thermocouple  to  measure  the 
exhaust  gas  temperature  during  engine  start-up  as  the  pyrometer  is  normally  calibrated  only  for  the 
normal operating range of the engine, i.e. idle to maximum rpm. 
Revised May 10   
Page 3 of 7 

AP3456 – 5-26 - Engine Instruments 
5-26 Fig 4 Typical Double Element Thermocouple System 
Junction Box
Intake Canister
Jet Pipe Thermocouples
Air Intake Thermocouple
Junction Box
To Gas Temperature
Control System
5-26 Fig 5 Optical Radiation Pyrometer 
Photovoltaic
Cell
Lens
Turbine
Radiated
Blade
Energy
Gas Stream
Oil System 
9. 
Oil  plays  the  vital  role  within  the  engine  of  lubricating  bearings  and  it  is  essential  that  the  oil  is 
cooled and is supplied at the correct pressure if failures are to be avoided.  Oil temperature is taken by 
a  temperature  sensitive  element  fitted  in  the  oil  system  upstream  of  the  bearings.    Changes  in 
temperature of the oil cause changes in the electrical resistance of the sensor and thus alterations of 
current  to  the  indicator.    Oil  pressure  is  also  sensed  upstream  of  the  bearings  by  a  sensor  which 
detects either direct changes in pressure or changes in the difference between engine feed and return 
Revised May 10   
Page 4 of 7 

AP3456 – 5-26 - Engine Instruments 
oil pressure.  The pressure indicator may be either a dial and pointer type, or a flag type showing the 
pressure as high, normal, or low. 
Engine Torque 
10.  As  it  is  not  possible  to  estimate  the  power  being  produced  by  a  turboprop  engine  from 
considerations  of  turbine  gas  temperature  and  engine  rpm  alone,  all  turboprop  and  helicopter 
installations  include  a  system  for  measuring  the  torque  being  delivered  to  the  propeller  or  rotor.  
Torquemeters may be electrical or hydraulic. 
Typical Electrical Torquemeter 
11.  A typical electrical torquemeter system consists of a torquemeter assembly, a phase detector, and an 
indicator (Fig 6).  The torquemeter assembly comprises two concentric shafts, the inner of which is the shaft 
connecting the drive from the engine to the propeller reduction gear, and twist in this shaft is proportional to 
torque.  The outer datum shaft is connected to the engine output only.  There are toothed gear wheels on 
both shafts, and above these are situated pick-up assemblies consisting of permanent magnets on top of a 
coil  (Fig  7).    As  the  gear  turns,  the  teeth  on  the  exciter  wheels  cut  the  magnetic  lines  of  flux  around  the 
magnet, inducing an EMF in the windings of the pick-up coil.  Under no-load conditions, the toothed wheels 
on  the  two  shafts  turn  with  no  relative  movement  between  them  and  there  is  no  difference  in  the  output 
signals from the pick-ups.  As torque is applied and increased, the output shaft will twist along its length.  This 
movement  will  have  no  effect  on  the  outer  datum  shaft  and  thus  its  toothed  wheel  will  have  an  angular 
displacement  relative  to  that  on  the  drive  shaft.    This  angular  displacement  is  detected  by  the  pick-up 
assembly as a phase difference in the output signal.  A phase comparator generates a signal, dependent on 
the phase difference, to drive the pilot’s indicator. 
5-26 Fig 6 A Phase Comparison Torquemeter 
%
Comparator
0
110
Phase Signal
Reference
Signal
Output
Shaft
Ambient Temp
Gearbox
Torque
Datum Shaft
Shaft
Torque
Calibrated
Transducer
Section of Shaft
Power Turbines
(Engine Output)
Revised May 10   
Page 5 of 7 

AP3456 – 5-26 - Engine Instruments 
5-26 Fig 7 Torquemeter Transmitter 
N
Magnet
S
Soft Iron
Core
Coil
Exciter
Typical Hydraulic Torquemeter 
12.  A  hydraulic  torquemeter  mechanism  is  built  into  the  main  gearbox  input  section.    The  power 
turbine from the engine is connected by way of a drive shaft to the input section of the main gearbox 
via a high-speed input gear (see Fig 8).  The high-speed input gear drives a spur gear on a free-wheel 
unit which in turn drives a helical gear.  This gear meshes with the input bevel gear helical drive.  The 
meshing of these two gears can be compared to pushing two ramps together; the harder one pushes 
against  the  other,  the  further  up  the  surface  it  slides.    Thus,  the  two  gears  tend  to  move  apart  in 
opposite  linear  motions.    The  input bevel gear is prevented from moving axially by means of tapered 
rollers, but movement is allowed on the free-wheel unit helical gear. 
5-26 Fig 8 Hydraulic Torquemeter System 
High Speed
Dowel Pin
Input Gear
Spur Gear
Torquemeter
Pressure
Piston
Transmitter
Helical Gear
Torquemeter
Valve
Output Shaft
Bevel Gear
Forward
From Pump
Input Bevel Gear
Revised May 10   
Page 6 of 7 

AP3456 – 5-26 - Engine Instruments 
13.  The  free-wheel  unit  assembly  is  mounted  in  straight  roller  bearings  which  allow  the  entire  gear 
assembly  to  move  linearly.    Therefore,  all  the  gear  reaction  is  taken  up  by  the  free-wheel  unit 
assembly.    As  the  unit  moves  forward  (in  the  direction  of  the  arrow),  it  carries  with  it  a  piston  that  is 
mounted on the outer race of a ball bearing.  This bearing allows the piston to remain rotationally fixed 
but allows the free-wheel unit to rotate.  A torquemeter valve is spring loaded against this piston. 
14.  A  pump  supplies  oil  under  pressure  to  the  torquemeter  valve.    If  no  torque  is  being  applied,  the 
torquemeter valve will be closed, but as torque is applied, the valve will start to open allowing some of 
the high-pressure oil to enter the piston chamber.  When the oil pressure acting upon the piston in the 
chamber is sufficient to overcome the movement of the free-wheel unit it will tend to close off the valve, 
thus retaining a specific oil pressure in the chamber.  Increasing the torque will cause the valve to open 
again thereby increasing the oil pressure in the chamber.  This fine balance of shaft movement to oil 
pressure  is  continuously  maintained,  the  oil  pressure  in  the  chamber  being  proportional  to  the  valve 
movement  which  in  turn  is  proportional  to  the  torque  applied  to  the  free-wheel  unit.    The  piston 
chamber is connected to an external pressure transmitter which in turn operates a cockpit torquemeter 
gauge indicating percentage of torque.  This system often has input shafts from two engines and two 
torquemeter mechanisms making it possible to measure and match the torque applied by each engine 
so that each is carrying an equal load. 
Vibration 
15.  Compared to an internal combustion engine, a gas turbine is an extremely smooth running power 
generator, and a change in vibration due to the impending failure of a component part may be so slight 
as  to  pass  unnoticed  by  the  crew.    Experience  has  shown  that  a  vibration  monitor  installed  on  an 
engine  is  able  to  detect  mechanical  defects  in  rotating  parts  at  a  very  early  stage,  thus  permitting 
corrective action to be taken before extensive damage occurs. 
16.  Although  vibration  monitoring  can  be  based  on  measuring  acceleration  or  displacement,  current 
practice tends towards the measurement of velocity amplitude using a seismic accelerometer working 
on the piezo-electric principle.  At least two accelerometers are required per engine so that radial and 
transverse  vibrations  can  be  measured.    Cockpit  indications  may  be  in  the  form  of  gauges,  or  as 
warning lights or audio signals triggered when a preset limit is exceeded. 
Revised May 10   
Page 7 of 7 

AP3456 – 5-27 - Miscellaneous Instruments 
CHAPTER 27 - MISCELLANEOUS INSTRUMENTS 
Fuel Contents Gauges 
1. 
Fuel  contents  gauges  indicate  the amount of fuel contained in the aircraft tanks.  These gauges 
use sensing elements in the tanks, the majority of which are now of the capacitor type.  One of these, 
the 'Pacitor', is described in this section.  The characteristics of any particular aircraft type will be found 
in the Aircrew Manual.  The current practice is for gauges to be calibrated in units of mass (kilograms), 
although  in  certain  older, and some light piston aircraft, gauges may still show contents in volumetric 
terms, e.g. gallons.  Due to the design of the tanks, and other engineering considerations, not all of the 
indicated fuel may be available for use. 
2. 
The  capacitor  type  sensors  work  on  the  principle  that,  if  all  other  factors  remain  constant,  the 
impedance of a capacitive reactance circuit will vary with change in the dielectric of the capacitor.  In the 
case of the fuel-sensing unit, the capacitor plates are concentric, and set a fixed distance apart.  The unit 
is mounted vertically in the fuel tank.  Between the plates, the gap is filled with dielectric which is either 
fuel, air or a combination of both.  As fuel is consumed, the ratio of fuel to air changes, thus the dielectric 
changes, thereby altering the impedance of the tank unit. 
3. 
Fig  1  shows  a  diagram  of  a  typical  system  electrical  circuit.    The  tank  unit  varies  the  current 
flowing  in  the  transformer  primary  winding  to  which  it  is  connected.    The  corresponding  alternating 
current induced in the secondary winding is converted to direct current by a rectifier and then fed to the 
deflection coil in the indicator.  The same process takes place in the control circuit, except that, as the 
control condenser has a fixed value, the current in the coil remains constant.  Variations in the supply 
voltage  affect  both  circuits  so  that  the  ratio  of  control  coil  current  to  deflection  coil  current  remains 
constant for a given tank unit impedance. 
5-27 Fig 1 Pacitor Fuel Sensor 
Indicator
Control Coil
Deflection Coil
Rectifiers
Transformers
Tank Unit
Control
Condenser
AC Supply
4. 
Normally,  at  least  two  units  are  fitted  in  each  tank,  connected  in  parallel.    This  ensures  that 
accuracy is maintained despite aircraft attitude changes (within specified limits) as the fall in fuel level 
at one end of the tank is compensated for by the rise at the other end (Fig 2). 
Revised May 10   
Page 1 of 5 

AP3456 – 5-27 - Miscellaneous Instruments 
5-27 Fig 2 Compensation for Tilt 
1
2
1 & 2
Tank Level (Capacitance of 1 and 2 Equal)
2
1
1
2
Tank Tilted (Capacitance of 1 Increased and 2 Decreased)
5. 
Fuel gauges are subject to instrument errors, installation errors, and calibration errors.  Whereas 
instrument  and  installation  errors  are  virtually  constant  for  any  one  gauge,  calibration  error  may  vary 
widely  since  it  is  caused  by  inconsistencies  in  the  electrical  conducting  property  of  the  fuel.    Gauges 
are  normally  calibrated  to  a  formula  using  the  mean  of  the  highest  and  lowest  values  in  permittivity 
found in the range of approved fuels together with an approximate density value.  Calibration error is 
reduced  by  incorporating  a  reference  condenser  into  the  electrical  circuit.    This  unit  consists  of  a 
condenser  placed  in  the  base  of  the  tank  so  that  it  is  always  totally  immersed  in  fuel  and  its 
capacitance is determined by the permittivity of the fuel.  An increase in density results in an increase 
in permittivity and so the unit corrects for density error. 
Fuel Flowmeters 
6. 
Fuel  flowmeters  measure  the  amount  of  fuel  being  delivered  to  the  engine.    There  are  two 
components; a transmitter and an indicator. 
7. 
Flow  Transmitter.    The  transmitter  may  be  one  of  two  types,  volumetric  or  gravimetric.    In  the 
volumetric type, the fuel flows through a chamber containing a rotor which turns at a rate dependent upon 
the fuel flow rate.  The rotation rate is detected by an electrical pick-off which passes an electrical signal 
to  the  indicator.    In  the  gravimetric  transmitter,  a  chamber  contains  a  measuring  device  consisting  of  a 
vane  restrained  by  a  calibrated  spring.    The  fuel  flows  through  the  chamber  and  impinges  on  the  vane 
deflecting  it  through  an  angle  which  is  proportional  to  the  rate  of  mass  flow.    A  bleed  vent  provides 
compensation for changes in viscosity at low temperatures.  The angle of the vane is detected by a pick-
off and passed as an electrical signal to the indicator. 
8. 
Flow  Indicator.    The  indicator  incorporates  electrical  circuits  which  convert  the  signal  from  the 
transmitter into either an analogue or digital display of flow rate.  If a volumetric transmitter is used a value 
Revised May 10   
Page 2 of 5 

AP3456 – 5-27 - Miscellaneous Instruments 
of  fuel  density  has  to  be  manually  set  into  the  unit  so  that  a  mass  flow  rate  can  be  indicated.    Some 
systems incorporate integrating circuits which enable total fuel used to be displayed on veeder counters. 
Undercarriage Indicator 
9. 
The  detailed  design  of  undercarriage  indicators  varies  between  aircraft  type,  but  the  underlying 
principle is universal.  The indicator comprises a series of lights, or electro-mechanical flags, operated 
by  microswitches  fitted  to  the  undercarriage  locks,  each  showing  the  status  of  an  individual 
undercarriage unit, provided that power is available, as follows: 
a. 
Green light or flag - Unit locked down. 
b. 
Red light or flag - Unit is unlocked. 
c. 
No light or flag - Unit is locked up. 
10.  Some  aircraft  are  fitted  with  a  visual  or  audio  warning  system  operating  in  conjunction  with  the 
undercarriage  indicator.    Typically,  it  will  be  triggered  when  the  throttle  is  closed  beyond  a  pre-
determined  point  with  the  undercarriage  not  locked  down  or  may  be  actuated  if  a  particular  stage  of 
flap is selected with the undercarriage retracted. 
Calibrated Position Indicators 
11.  Pointer  and  scale  type  indicators  are  used  to  show  the  position  of  flaps,  trimming  surfaces, 
tailplanes,  etc.    The  majority  of  these  indicators  are  actuated  by  desynn  transmission  systems  (see 
Volume 5, Chapter 24).  A typical indicator for flap position is shown in Fig 3. 
5-27 Fig 3 Desynn Operated Flap Position Indicator 
0 1
Flap 2
3
x10 4
5
Central Warning System 
12.  The  failure  of  one  of  the  vital  systems  in  an  aircraft  can  prejudice  the  success  of  the  flight  and 
may  lead  to  the  loss  of  or  damage  to  an  aircraft.    Warning  systems  are  therefore  incorporated  to 
indicate to the crew if there is a malfunction so that appropriate action can be taken.  Although there 
may  be  individual  warning  devices  for  some  aircraft  systems,  the  tendency  is  to  incorporate  all 
warnings  on  to  one  central  warning  panel  (CWP).    The  scope  of  the  warnings  and  their  layout  vary 
from aircraft to aircraft, but a typical example is illustrated in Fig 4. 
Revised May 10   
Page 3 of 5 

AP3456 – 5-27 - Miscellaneous Instruments 
5-27 Fig 4 Typical Central Warning Panel 
FIR
I E
T6NL E.OHT STA
T RT
HYD
CPR
OX
O Y
GEN
HYD1 FUEL
FPR
AC1
HYD2 TRANS SKID
I
AC2
Test
On
JP
J .POHT ECA
OIL
I
AC3
13.  The  warnings  are  divided into primary and secondary warnings; the primary, which normally demand 
immediate  action,  being  illuminated  red,  and  the  secondary  amber.    Failure  of  a  primary  system  will  in 
addition illuminate red 'attention getter' flashing lights in the cockpit together with an audio warning; failure of 
a  secondary  system  may  or  may  not  initiate  these  additional  warnings  dependent  on  the aircraft type and 
particular failure.  In many installations, the CWP will also house an engine fire warning light and extinguisher 
operating button (as illustrated in the example at Fig 4).  Operation of a test switch tests the warning system, 
captions, and lamps (but not the systems from which the warnings are derived). 
14.  CWPs  do  vary  significantly  from  aircraft  to  aircraft  and  it  is  essential  that  the  specific  Aircrew 
Manual is consulted to clarify the functioning of any system. 
Fatigue Meter 
15.  The  effects  of  acceleration  forces  on  an  airframe  and  the  principles  of  operation  of  a  cockpit 
accelerometer are covered in Volume 1, Chapter 19 and in Volume 5, Chapter 22 respectively.  A fatigue 
meter is a counting accelerometer, mounted close to the aircraft C of G, the purpose of which is to record 
the  number  of  times  that  each  of  8  pre-determined  values  of  acceleration  normal  to  the  flight  path  are 
exceeded.  The meter is only required to operate in flight and is normally activated and deactivated by an 
airspeed switch.  The basic mechanism is illustrated in Fig 5.  As acceleration forces move the mass up 
or down, the secondary spring and fuse chain cause the wiper brush to rotate over the commutator.  As 
the  wiper  passes  a  selected  segment  a  circuit  is  completed  to  'cock'  that  counter,  and  when  the 
acceleration  force  lessens  by  a  significant  amount  a  release  circuit  allows  the  counter  to  record.    This 
arrangement ensures that only the main acceleration values are taken into account, and not the smaller 
fluctuations which do not cause fatigue damage.  Fig 6 shows the fatigue meter presentation from which 
details may be entered in a Fatigue Calculation Sheet. 
5-27 Fig 5 Basic Fatigue Meter Mechanism 
1g Segment
Release
Release
Lock
Lock
Commutator
Wiper
Brush
Fusee
Main
Chain
Mass
Locking
Plunger
Cantilever Spring
Secondary Spring
Revised May 10   
Page 4 of 5 

AP3456 – 5-27 - Miscellaneous Instruments 
5-27 Fig 6 Basic Fatigue Meter Mechanism 
0 0 0 5 0 0 1 2 0 0 6 7 0 2 7 9
-0.35g
0.05g
0.45g
0.75g
'g' values
Counters
1.25g
1.55g
1.95g
2.35g
1 2 3 7 0 3 2 3 0 0 5 6 0 0 2 3
Revised May 10   
Page 5 of 5 

Document Outline