Кинематические схемы авиагоризонтов

АГБ-3, АГД-1, АГР-74

Авиагоризонт АГБ-3 (АГБ-3К) предназначен для обеспечивания экипажа ВС крупномасштабной легко воспринимаемой индикацией углов крена и тангажа самолета, а также качественной информацией о наличии или отсутствии скольжения. Кроме того, авиагоризонт выдаёт электрические сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа, другим потребителям, а именно, в систему автоматического управления (автопилот), блок контроля крена, бортовое устройство регистрации параметров полёта и т.д.

Авиагоризонт АГБ-3К отличается от АГБ-3 лишь встроенной в лицевую часть прибора аппаратурой красной подсветки.

Электрокинематическая схема АГБ-3 приведена на рис. 4.5, а, его электромеханическая схема с элементами конструкции, индикации углов крена и тангажа ВС, а также флажком 2 бленкера отказа питания прибора – на рис. 4.6. Ориентация осей карданова подвеса прибора по отношению к осям связанной системы координат OXYZ ВС, то есть к направлению полёта (НП) очевидна из рис. 4.5, а и рис. 4.6.

а

б

Рис. 4.5. Схемы авиагоризонтов типа АГБ-3К (а) и типа АГД-1 (б)

Ось вращения гироскопа приводится в вертикальное положение двумя системами маятниковой коррекции, работающими по принципу, описанному в п. 4.3.

Перед включением АЗС питания авиагоризонта необходимо нажать находящуюся на лицевой стороне прибора кнопку арретира. Этим сокращается время готовности АГБ-3 до 1, 2…2 мин.

Рис. 4.6. Электромеханическая схема авиагоризонта АГБ-3:

1 – двигатель; 2 – флажок; 3 – шкала тангажа; 4 – силуэт самолета; 5, 6 – трибки; 7, 9 – коррекционные двигатели; 8 – внешняя рама карданова подвеса; 10, 11 – упоры; 12 – внутренняя рама карданова подвеса; 13 – гиромотор; 14, 15, 21 – сельсины; 16, 17 – электролитические маятники; 18 – контакт выключателя коррекции; 19 – усилитель; 20 – двигатель-генератор

Индикация положения ВС относительно плоскости горизонта естественная и соответствует тому образу, который представляют себе члены экипажа о положении самолёта относительно земли. Отсчет углов крена производится по углу поворота силуэта самолёта 4 относительно шкалы крена, нанесенной на корпусе прибора (см. рис. 4.6). Отсчет углов тангажа осуществляется благодаря работе следящей системы, перемещающей по сигналам сельсина-датчика 15 и сельсина-приёмника шкалу 3 относительно силуэта самолёта 4.

Контроль исправности схемы питания гиромотора осуществляет схема сигнализации отказа в цепях переменного тока 36 В 400 Гц статора гиромотора. Основные элементы схемы, представленные на рис. 4.6, – двигатель 1 и флажок 2.

При исправных цепях питания по обмоткам этого двигателя протекают токи гиромотора и сельсинов-датчиков 14, 15. В результате этого возникает вращающий момент на валу двигателя, под воздействием которого флажок сигнализатора, укрепленный на оси двигателя, убирается из видимой зоны лицевой части прибора.

Если в цепи питания гиромотора отсутствует переменное напряжение или произошел обрыв фазы, то момент двигателя 1 резко падает и под действием пружины флажок выбрасывается в видимую зону лицевой части прибора.

Основные технические данные авиагоризонта АГБ-3 приведены в табл. 3.

Авиагоризонт дистанционный АГД-1(с), подобно АГБ-3, обеспечивает экипаж ВС крупномасштабной аналоговой индикацией положения самолёта относительно плоскости истинного горизонта, выдаёт электрические сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа в автопилот, курсовую систему, в контрольно-записывающую аппаратуру и т.д.

В комплект АГД-1 входят два прибора:

- трехстепенной гиродатчик (ГД) с дополнительной следящей рамой и системами маятниковой коррекции от электролитических уровней (ДЖМ), устанавливаемый в зоне центра масс ВС;

- указатели, дистанционно связанные с ГД двумя сельсинами следящими системами.

Электрокинематическая схема ГД с дополнительной следящей рамой СР приведена на рис. 4.5, б. Принцип отработки следящей рамы в сторону обратную накренению g самолёта, реализуемый индукционным датчиком ИД и следящим двигателем СД, очевиден. Работа системы следящей рамы позволяет при эволюциях самолёта по крену сохранять взаимную перпендикулярность между осью OZ наружной рамы HP и вектором .

Как видно из упрощенной электрокинематической схемы комплекта АГД-1 (рис. 4.7), отклонения ВС по крену и тангажу воспринимаются ГД и передаются на указатель двумя идентичными следящими системами (с.с.) [10, 2]:

- с.с. по крену, которая состоит из сельсина-датчика 8, сельсина-приёмника 11, усилителя 9 и двигателя-генератора 10;

- с.с. по тангажу, состоящей из сельсина-датчика 14, сельсина-приёмника 20 и двигателя-генератора 19.

 

Рис. 4.7. Электрокинематическая схема дистанционного авиагоризонта АГД-1:

1, 13 – коммутатор; 2, 7 – коррекционный двигатель; 3 – внешняя рамка; 4 – следящая рамка; 5 – ротор; 6 – внутренняя рамка; 8, 14 – сельсин-датчик; 9, 17, 29 – усилитель; 10, 19, 30 – двигатель-генератор; 11, 20 – сельсин-приемник; 12, 21 – редуктор; 15 – жидкостный отключатель; 16 – картушка; 18 – кремальера; 22 – силуэт самолета; 23 – нулевой индекс; 24 – шкала тангажа; 25 – шкала крена; 26 – электролитический уровень; 27, 28 – контакты электролитического уровня; 31 – индукционный датчик 

Индикация положения самолёта относительно плоскости горизонта в АГД-1, как и в АГБ-3 (К), естественная, соответствующая образу полёта, который представляет экипаж о положении и эволюциях ВС относительно земли.

В АГД-1 применён дистанционный арретир, позволяющий быстро привести рамы прибора (ВР, НР на рис. 4.5, б) и ось ротора гиромотора  в строго определенное положение относительно корпуса прибора, а значит, и осей ВС. При этом вектор  устанавливается примерно по вертикали места.

Электрическая схема составлена таким образом, что в момент включения АГД-1 под напряжением арретирование происходит автоматически, без нажатия кнопки «Арретир» на лицевой части указателя.

Шкала указателя АГД-1, цена деления по каналам крена и тангажа, размещение указателя скольжения аналогичны таковым в АГБ-3(К).

По иному в АГД-1 происходит выдача экипажу сигнала об отказе питания: на лицевой стороне указателя размещена сигнальная лампа со шторкой, которая загорается, во-первых, после окончания процесса арретирования, во-вторых, при неисправностях в цепях питания гиромотора переменным током 36 В 400 Гц и постоянным током ± 27 В.

Основные технические данные АГД-1 приведены в табл. 3.

Авиагоризонт резервный АГР-74 представляет собой трёхстепенной гироскоп с вертикально расположенной осью вращения ротора. Ориентация осей рамок карданова подвеса ротора на ВС полностью совпадает с таковой в АГБ-3 (К) (см. на рис. 4.5, а).

В АГР-74 использована механическая шариковая коррекция, подробно рассмотренная в п. 4.4.

Кинематическая схема АГР-74 приведена на рис. 4.8.

а

б

Рис. 4.8. Авиагоризонт резервный АГР-74:

а – кинематическая система авиагоризонта АГР-74: 1 – картушка, 2 – сигнализатор, 3 – кулачок, 4 – пружина, 5 – тросик, 6 – гироскоп, 7 – шарик, 8 – направляющая, 9 – маятник, 10 – упоры, 11 – корректор, 12 – редуктор гироузла, 13 – шкив, 14 – внутренняя рама, 15 – внешняя рама, 16 – кулачок, 17 – толкатель, 18 – палец, 19 – микропереключатель, 20, 21 – рычаги, 22 – каретка, 23 – индекс; б – схема образования корректирующего момента

Гиросистема авиагоризонта имеет все эксплуатационно необходимые узлы, позволяющие производить индикацию углов крена и тангажа ВС, а также контролировать исправность цепей питания гирометра:

- арретирующее устройство;

- шкалы крена, тангажа;

- отсчётный индекс 23;

- электронный блок контроля исправности;

- сигнализатор отказа 2 с бленкером АГ;

- устройство управления, состоящее из подвижной каретки 22, пружины 4, штока и ручки, находящейся на лицевой части прибора.

АГР-74, равно как и АГР-72, имеет индикацию типа «вид с самолёта на землю». Подвижными элементами системы индикации служат картушка 1 с нанесенной на ней шкалой тангажа, экран с индексом «зенит» 23и индексом крена в противоположной нижней части, закреплённый на внешней раме 15. Неподвижными – силуэт самолётика и шкала крена. Картушка тангажа связана с гироузлом (внутренняя рама и ротор) тросиковой передачей 5.

Окраска элементов индикации:

- верхняя часть шкалы тангажа – голубым цветом (небо);

- нижняя часть – коричневым (земля);

- силуэт самолётика – оранжевым;

- шкала крена – чёрным цветом;

- индексы деления шкал – белым цветом.

При горизонтальном полёте ВС с постоянной скоростью и нормальной его центровкой линия горизонта шкалы тангажа при совмещённом индексе кремальеры с нулевой отметкой шкалы кремальеры должна совпадать с силуэтом самолётика, а нулевая отметка шкалы крена – с индексом крена. Изменение угла атаки, например, вследствие изменения центровки ВС, авиагоризонт показывает как набор высоты или снижение. Если установлено, например, по вариометру и указателю скольжения, что ВС летит горизонтально, то нет необходимости запоминать постоянное смещение линии горизонта относительно нулевой отметки. Следует, вращая ручку кремальеры, совместить линию горизонта шкалы тангажа с силуэтом самолётика и от этого положения определять углы тангажа. Если изменится скорость полета, высота полета или центровка ВС, то это вызовет изменение угла атаки, и при установившемся режиме полета следует повторно произвести совмещение силуэта самолётика с линией горизонта шкалы тангажа поворотом ручки кремальеры.

При наборе высоты (без крена) нулевая отметка шкалы крена совпадает с индексом крена, силуэт самолётика находится на голубом фоне, при снижении – на коричневом фоне.

При правом крене без набора высоты или без снижения индекс крена смещается вправо относительно нулевой отметки шкалы крена. При этом правое крыло силуэта самолётика находится на коричневом фоне, а левое – на голубом.

При левом крене индекс крена смещается влево относительно нулевой отметки шкалы крена, и левое крыло силуэта самолётика находится на коричневом фоне, а правое – на голубом.

⇐ Предыдущая9101112131415161718Следующая ⇒

Поделиться: