Гировертикали и авиагоризонты Назначение. Особенности устройства гировертикалей
Гировертикали (к ним относятся и авиагоризонты), как отмечалось ранее, используются в качестве датчиков углов крена и тангажа летательных аппаратов. При этом ось ротора гироскопа гировертикали располагается по направлению местной вертикали Земли. В качестве измерительного устройства,
корректирующего кажущийся уход гировертикали, применяется жидкостный маятник, который работает следующим образом. Внизу внутренней рамы гировертикали закрепляется медный сосуд 6 (рис. 180). В изоляционном основании 5 сосуда по окружности впрессованы четыре электрода (1, 2, 3, 4). Корпус сосуда является пятым электродом. Сосуд заполнен токопроводящей жидкостью так, что в ней имеется пузырек воздуха. Когда ось ротора вертикальна, то пузырек находится посредине сосуда и поровну перекрывает площадь контактов 1, 2, 3, 4. При этом электрические сопротивления между каждым из четырех контактов и сосудом одинаковы.
К диаметрально расположенным электродам 1 и 3 подключены управляющие обмотки W’ и W" коррекционного двигателя, установленного на оси одной из рам гироскопа (например, внутренней); к контактам 2 и 4 подключены управляющие обмотки другого коррекционного двигателя, расположенного на оси рамы (внешней).
Обмотки W и W" (как и управляющие обмотки другого коррекционного двигателя) включены так, что их магнитные потоки направлены встречно. В рассмотренном выше случае, когда пузырек воздуха поровну перекрывает площади контактов сосуда 6, суммарные магнитные потоки управляемых обмоток соответственно первого и второго двигателей равны нулю и, следовательно, их коррекционные моменты также равны нулю.
При отклонении оси ротора от вертикали пузырек воздуха перемещается (например, на угол у) и электрические сопротивления между корпусом сосуда и противоположными электродами станут различными. Это вызовет в конечном итоге появление коррекционного момента, под действием которого гироскоп прецессирует к вертикали. Величина коррекционного момента выбирается такой, чтобы скорость прецессии гироскопа была больше максимально возможной скорости ухода его от положения вертикали.
Однако при полете с ускорением (например, при выполнении виража) маятник коррекции располагается по направлению равнодействующей внешних сил и тем самым вызывает прецессию гироскопа в направлении так называемой кажущейся вертикали. Величина скорости этой прецессии будет тем больше, чем больше величина коррекционного момента. Поэтому для уменьшения возникающей в этом случае ошибки в положении гироскопа небходи — мо либо отключать коррекцию, либо ограничивать величину максимального значения коррекционного момента. Обычно величина
скорости прецессии под действием коррекции лежит в пределах 1—6 град/мин.
Чтобы не допустить погрешности в указании вертикали при полете с ускорением, например при развороте самолета, цепи обмоток управления электродвигателей поперечной коррекции разрываются контактами выключателя коррекции при определенной величине угловой скорости разворота. Аналогично для этих целей при линейных ускорениях летательного аппарата в цепь обмоток управления электродвигателя продольной коррекции также ставится выключатель.
В зависимости от типа летательного аппарата предусматривают определенное расположение осей гироузла гировертикали (авиагоризонта). Это вытекает из следующего. Пусть гнроузел установлен так, (рис. 181, а), что ось внутренней рамы параллельна поперечной оси z самолета, а ось внешней рамы параллельна продольной х оси самолета. Тогда ось внутренней рамы является осью измерения углов тангажа, а ось внешней рамы — углов крена. При этом углы крена могут изменяться в пределах 0ч-360°. Если же угол тангажа станет близким к 90°, то ось гироскопа совпадает с осью внешней рамы. Гироскоп в таком случае неустойчив, так как он потерял одну степень свободы. Отсюда использование авиагоризонта с таким расположением осей гироузла ограничено по углам тангажа, а следовательно, он может быть применен для ■самолетов, угол тангажа которых гораздо менее 90°.
Такие авиагоризонты устанавливаются на самолетах гражданской авиации.
На рис. 181, б показано другое расположение гироузла. Здесь ось внешней рамы параллельна поперечной оси z самолета, а ось внутренней рамы параллельна продольной х оси самолета. Как следует из рис. 181, б при крене 90° ось г внешней рамы ■совместится с осью ротора и гироскоп снова теряет степень ■свободы.
Таким образом, при любой из приведенных схем расположения гироузла не может быть обеспечена устойчивость гироскопа на больших углах крена и тангажа. Для высокоманевренных самолетов применяют схему гироузла со следящей рамой, например, в авиагоризонте АГД-1 (рис. 182). Ось внешней рамы 2 крепится не 182
в подшипниках корпуса прибора, а в подшипниках дополнительной рамы 3.
При возникновении крена самолета угол между осью ротора н осью внешней рамы становится меньше 90°. Щетка «а», закрепленная на оси внутренней рамы, поворачивается и замыкает один из контактов, закрепленных на внешней раме. При этом включается электродвигатель 4, который поворачивает следящую раму 3 и внешнюю раму в сторону, обратную направленню крена самолета. Электродвигатель выключится при установлении щетки «а» на изоляционный промежуток. Угол поворота внешней рамы равен углу крена, а следовательно, угол между осью этой рамы и осью ротора сохранится равным 90°.
Скорость отработки следящей рамы 3 выбирается больше максимально возможной угловой скорости вращения самолета вокруг продольной оси.
На оси внутренней рамы закреплена сферическая шкала. Нижняя полусфера картушки окрашена в коричневый цвет, верхняя в голубой. На шкале нанесены линия горизонта и параллельные ей линии, которые служат для отсчета углов тангажа. За стеклом также расположен силуэт самолета, связанный с корпусом прибора. Взаимное расположение картушки и силуэта дает величины углов крена и тангажа.
Коррекционные двигатели 6 и 5 осуществляют привод оси ротора гироскопа к направлению гировертикали. Ротор гироскопа с помощью короткозамкнутого трехфазного электродвигателя вращается со скоростью до 21—22 тыс. об/мин. Электродвигатель устанавливается внутри ротора. Коррекционное устройство данного авиагоризонта включает жидкостный маятник и моментные электродвигатели 6 и 5. На лицевой стороне авиагоризонта имеются кнопки включения арретира, ручки кремальеры для перемещения силуэта самолета и указатель скольжения. Арретирование осуществляется перед включением авиагоризонта для установки осей гироузла параллельно соответствующим осям летательного аппарата, что обеспечивает быструю готовность гировертикали к действию.
Дистанционные авиагоризонты (АГД) ввиду ряда существенных преимуществ по сравнению с недистапционными в настоящее время находят самое широкое применение на самолетах и вертолетах ГА.
Электрокинематическая схема АГД-1 приведена на рис. 183, комплект АГД состоит из гировертикали и одного или двух указателей горизонта.
Основными частями гировертикали являются гнроузел, система следящей рамы, система коррекции гировертикали, система запуска. Оси гироузла со следящей рамой расположены относительно осей самолета так, как показано на рис. 183 (х и z — продольная и поперечная оси самолета).
Указатель имеет элементы следящих систем указателей крена и тангажа. Связь указателей с гировертикалью осуществляется с помощью дистанционной электрической передачи.
Авиагоризонт АГД работает следующим образом. При появлении крена внешняя рама 5 вместе со следящей рамой 3 поворачивается вслед за самолетом (вертолетом). При этом индукционный датчик 11, расположенный на внешней раме, повернется относительно неподвижного якоря датчика, установленного на оси внутренней рамы 10. С выхода индукционного датчика снимается сигнал (его величина и фаза определяется знаком и величиной угла крена), который после прохождения через контакты коммутатора 23 и усиления в усилителе У поступает на электродвигатель —
Рис. 183. Электрокинематическая схема АГД-1: а —гиродатчик; б — указатель: 1. 14, 16 — двигатели-генераторы; 2, 6, 23 — коммутаторы; 3 — следящая рама: 4. 24 — коррекционные электродвигатели; 5 — внешняя рама; 7, 12 — сельсин-датчики. S, 9— реле; 10 — внутренняя рама; 11 — индукционный датчик; 13, 17 — сельсин-приемники >казателей; 15 — картушка со шкалой; 18— шестерня; 19, 22— индексы; 20 — шкала на корпусе; 21 — кремальера; 25 — жидкостный маятник; 26 — контакты выключатели коррекции; 27 — жидкостный выключатель |
генератор 1. Электродвигатель Д поворачивает следящую раму н сторону увеличения угла между осями у и г до величины. Для
улучшения качества переходного процесса следящей системы от генератора Г к усилителю подводится сигнал скоростной обратной связи.
Авиагоризонт АГД-1 устанавливают и на легких самолетах, которые могут выполнять фигуры высшего пилотажа. При выполнении петли самолет некоторое время находится в перевернутом по* ложенни. При этом следящая рама 3 вместе с двигателем-генератором 1 поворачивается относительно оси внешней рамы на 180° так, что двигатель-генератор / находится впереди гироузла. Если в этом случае возникает левый крен самолета, то его левая плоскость, левая сторона следящей рамы и ось внешней рамы двигаются вверх (относительно плоскости горизонта), а магнитопровод датчика 11 — вниз. При этом электродвигатель 1 будет вращаться против часовой стрелки, что приводит к увеличению угла отклонения внешней рамы от нормали к оси ротора, т. е. к потере устойчивости гироскопа.
Для устранения этого ненормального явления служит коммутатор 23, установленный на оси внешней рамы. Он переключает фазу сигнала индукционного датчика на противоположную в момент перехода самолета через угол тангажа, равный 90°.
Коррекция гировертикали осуществляется с помощью жидкостного маятника 25 и коррекционных электродвигателей 4 и 24. В цепь электродвигателя 24 поперечной коррекции включены контакты 26 выключателя коррекции и контакты 2 диска, закрепленного на оси рамы 3. При разворотах летательного аппарата, продолжающихся более 74-10 сек с угловой скоростью более 0,1— 3 град/сек, контакты 26 размыкаются, выключая поперечную коррекцию. Контакты коммутатора 2 выключают эту коррекцию при достижении угла крена определенной величины.
Если продольное ускорение летательного аппарата достигает значения более 1,67 м/сек2, то жидкостный выключатель 27 отключает электродвигатель 4 продольной коррекции. В отличие от маятника 25 этот выключатель имеет всего два контакта. Цепь контактов размыкается воздушным пузырьком при продольных ускорениях.
Сигнал тангажа выдается сельсином-датчиком 7 на сельсин — приемник 13 указателя. С сельсин-приемника сигнал после усиления усилителем У поступает на двигатель-генератор 14, который через редуктор перемещает картушку 15 со шкалой тангажа указателя.
Сигнал крена выдается сельсином-датчиком 12 на сельсин-приемник 17 указателя, а затем после усиления в усилителе У поступает на двигатель-генератор 16. Последний через редуктор вращает шестерню 18 указателя крена.
Отсчет углов тангажа производится по шкале картушки и по индексу 19, а углов крена — по шкале 20, которая расположена на корпусе прибора и по концу силуэта самолета, закрепленного на шестерне 18.
Кремальерой 21 осуществляется совмещение линии горизонта картушки с нулевой отметкой на шкале 20 указателя, если в горизонтальном полете произошло изменение угла атаки. При повороте кремальеры 21 поворачиваются статор сельсина-приемника 13 тангажа и индекс 22. Индекс 22 укажет при этом по шкале 20 указателя значение угла атаки самолета.
Применяемые в АГД полупроводниковые усилители — однотипны. Два из них расположены в корпусе указателя, а один — в корпусе гироагрегата.
На оси 2 внешней рамы гироузла расположен второй коммутатор 6. Он работает следующим образом. Когда угол тангажа становится равным 90°, коммутатор подает питание на реле 8 и 9, которые переключают порядок чередования фаз сельсинов-приемников тангажа и крена. В результате этого с выхода сельсин-приемника 12 крена появляется сигнал противоположного знака и электродвигатель 16 быстро повернет шестерню 18 с указателем крена на угол 180°, устанавливая силуэт самолета в перевернутое положение.
Для того чтобы не произошло аналогичного перемещения шкалы 15 тангажа, одновременно с переключением фаз обмотки статора сельсина-приемника 13 тангажа переключаются и фазы обмотки его ротора. Вследствие этого при увеличении углов тангажа более 90° шкала тангажа будет двигаться в обратном направлении к линии горизонта.
В АГД благодаря электрической связи системы индикации с гироскопом индикация углов тангажа получается естественной, т. е. так как окраска верхней части шкалы тангажа голубая, а нижней — коричневая, то летчик видит на авиагоризонте взаимное расположение летательного аппарата, Земли и неба таким, каким оно существует в действительности.
Кроме того, в АГД гироагрегат располагается не на приборной доске, а вблизи центра масс самолета, обеспечивает устойчивость гировертикали и высокую точность выдаваемых сигналов. В связи с этим авиагоризонт АГД используется как датчик углов крена и тангажа для различных автоматических систем (курсовых систем, автопилота и др.).