Гировертикали и авиагоризонты Назначение. Особенности устройства гировертикалей

0
866

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.

Подпись: Рис. 180. Жидкостный пе-реключатель f, 2. 3, 4 — электроды; 5 — инф-ляционное основание; 6 — сосуд 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

Подпись: Рис. 181. Расположение осей гироузла на самолете: а — ось внутренней рамы параллельна поперечной оси самолета г, а ось внешней рамы параллельна продольной оси х; б — ось внешней рамы параллельна поперечной оси г, ось внут-ренней рамы параллельна продольной ОСИ X самолета
Гировертикали и авиагоризонты Назначение. Особенности устройства гировертикалей
Гировертикали и авиагоризонты Назначение. Особенности устройства гировертикалей

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.

Подпись: Рис. 182. Схема гнроузл» со следящей рамой: / — внутренняя рама, 2 — внешняя рама; 3 —следящая рама 4 — двигатель отработки следящей рамы; 5 — двигатель отработки внутренней рамы; 6 — двигатель отработки внешней рамы; 7 — силуэт-самолетик 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 —

Гировертикали и авиагоризонты Назначение. Особенности устройства гировертикалей

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.).