.Авиагоризонт АГБ-3

Авиагоризонт АГБ-3 предназначен для использования его в ка­честве резервного совместно с авиагоризонтом АГД-1. Он отлича­ется от АГД-1 тем, что является недистанционным прибором.

АГБ-3 устанавливается на самолетах с дозвуковыми скоро­стями как резервный и на вертолетах в качестве основного. Он по­зволяет выдавать внешним потребителям (системе автоматическо­го управления и навигации) электрические сигналы, пропорцио­нальные углам крена и тангажа в пределах: по крену ±360°; по тангажу ±80°. При углах тангажа порядка 85—87° авиагоризонт может выбиваться, при этом его рамы совмещаются в одной пло­скости и гироскоп теряет одну степень свободы.

По принципу действия АГБ-3 аналогичен АГД-1, но только в нем следящие системы индикации крена и тангажа находятся в самом корпусе прибора.

Авиагоризонт АГБ-3 состоит из следующих основных элементов: гироузла; системы коррекции для удержания оси ротора гироско­па в вертикальном положении; следящей системы передачи угла тангажа на указатель, которая дает возможность получить есте­ственную индикацию по тангажу; упоров, предотвращающих со­вмещение оси внешней рамки с осью ротора гироскопа при вы­полнении самолетом фигур высшего пилотажа; арретирующего устройства; передачи углов крена на указатель, воспроизводящий правильные крены.

На самолете авиагоризонт располагается таким образом, что ось внешней рамки карданного подвеса параллельна продольной оси самолета, а ось внутренней рамки — поперечной оси самоле-

та. Такое расположение осей карданного подвеса на самолете обес­печивает независимость устойчивости гироскопа от углов крена и показания истинных углов крена и тангажа.

Показания авиагоризонта, определяющие положение самолета относительно плоскости истинного горизонта по крену и тангажу, осуществляются следующим образом (рис. 185).

Крены самолета имитируются поворотом силуэта самолети­ка 4. По положению крыльев силуэта самолетика относительно линии искусственного горизонта определяется направление крена. Отсчет углов крена производится по шкале кренов 5, стрелкой яв­ляется конец крыла силуэта самолетика 4. Для того чтобы пока­зания крена соответствовали действительному, силуэт-самолетик связан с осью карданной рамы через зубчатую передачу с отно­шением 1:1.

Углы тангажа определяются по положению конца шпильки 3 силуэта-самолетика относительно шкалы тангажа 2. Для большей наглядности шкала тангажа выше линии искусственного горизон­та окрашена в голубой цвет (небо), ниже — в коричневый цвет (земля). При наборе самолетом высоты линия искусственного го­ризонта опускается ниже конца шпильки 3, при спуске — поднима­ется выше конца шпильки 3.

В левом верхнем углу на фоне шкалы тангажа при отключен­ном питании виден флажок 6 сигнализатора отказа питания. При включенном питании флажок убирается из видимой зоны шкалы тангажа. В правом верхнем углу передней панели прибора распо­ложена кнопка арретира с надписью «нажать перед пуском». В левом нижнем углу расположена кремальера 9. С левой стороны лицевой части прибора выведен индекс 7 механизма кремальеры. В нижней части переднего фланца прибора расположен указатель скольжения 1, обеспечивающий контроль за правильностью выпол­нения разворотов.

При координированном развороте шарик указателя скольже­ния должен оставаться между рисками — отклонения шарика сви­детельствуют о наличии скольжения.

Гиросистема авиагоризонта представляет собой трехстепенной гироскоп, на кожухе в нижней его части которого укреплен жид­костный маятник, управляющий коррекционными двигателями КДо и КДо — Вместе с этими двигателями на осях карданного под­веса находятся сельсины-датчики СД® и СД®, выдающие электри­ческие сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа.

Сельсин-датчик СДв выдает тангаж не только потребителям, но и в следящую систему индикации угла тангажа.

Следящая система угла тангажа состоит из дифференциаль­ного сельсина-приемника СП»8, усилителя капала тангажа и дви­гателя отработки типа ДГ-0,5-10. При тангаже самолета сельсин — датчик СД» выдает сигнал на сельсин-приемник СПв. который, отрабатываясь следящей системой, подается на шкалу тангажа 2, выполненную в виде лентопротяжного механизма.

Для выполнения полета с некоторым заданным углом атаки предусмотрена кремальера 9 с указательным индексом 7. При ее повороте разворачивается статор сельсина-приемника С/70, что приводит к рассогласованию следящей системы угла тангажа. От­рабатывая это рассогласование, следящая система подает значение утла атаки на шкалу тангажа 2. Таким образом, выдерживая сов­мещенным силуэт-самолетик с линией искусственного горизонта иа шкале тангажа, самолет будет лететь не в линии горизонта, а с заданным углом атаки (набор высоты с заданным углом тан­гажа) .

Для арретироваиия гироузла в авиагоризонте предусмотрено ар ретирующее устройство, состоящее из кнопки арретира, систе­мы рычагов, толкателей и двух кулачков. Один кулачок выполнен в виде торцового среза на карданной раме, другой — в виде двух симметричных спиралей. Второй кулачок укреплен на оси внутрен­ней рамки гироузла. При нажатии на кнопку арретпрования уси­лия передаются на кулачки и устанавливают гироузел в положе­ние, перпендикулярное горизонтальному основанию прибора.

Авиагоризонт АГБ-3, установленный на легком самолете, не те­ряет полностью устойчивости при выполнении фигур пилотажа.

Для предотвращения совмещения осей карданного подвеса с осью гироскопа в авиагоризонте применены упоры.

В случае выполнения фигуры «петля» при углах тангажа +84° карданная рама касается упора гироузла и начинает на него да­вить с некоторым усилием. Возникающий при этом момент, вектор которого направлен вдоль оси внутренней рамки, вызывает пре­цессионное движение гироскопа вокруг оси внешней карданной ра­мы. Как только гироскоп повернется на 180°, упор карданной рам­ки отойдет от упора гироузла — прецессионное движение прекра­тится. Силуэт-самолетик в этот момент будет показывать положе­ние самолета, перевернутое на 180°.

При выполнении «петли» благодаря упорам полного совмеще­ния оси ротора гироскопа и оси карданной рамы не происходит, при этом устойчивость гироскопа при углах, близких к 90°, теря­ется неполностью. Упоры выполнены таким образом, что после вы­полнения «петли» с угловыми скоростями до 12 град! сек погреш­ность прибора не превышает 4—5°.

В авиагоризонте предусмотрена сигнализация отказа питания, реагирующая на отсутствие постоянного и переменного тока в при­боре. Сигнализация срабатывает также в случае обрыва любой фазы переменного тока на участке от штепсельного разъема до коллектора гироузла и в случае обрыва не менее двух выходных концов обмотки статора гиромотора.

Основным элементом сигнализатора является трехфазный ин­дукционный двигатель 11, обмотки статора которого включены в фазы прибора на участке между штепсельным разъемом и токо — подводами коллектора гироузла (рис. 186).

На выходном валу двигателя укреплены втулка с флажком и один конец спиральной пружины.

Параллельно двум фазовым обмоткам двигателя включены нормально замкнутые контакты двух реле, обмотки которых под­ключены на штырьки штепсельного разъема, через которые пода­ется напряжение постоянного тока 27 в.

При подаче на прибор напряжения 27 в реле срабатывают, кон­такты их разрываются, разрывая цепи, шунтирующие обмотки двигателя. При подаче на прибор напряжения переменного тока по обмоткам двигателя сигнализатора протекают токи гиромото­ра, благодаря чему двигатель развивает вращающий момент, ко­торый преодолевает противодействующий момент пружины и уби­рает флажок из видимой зоны лицевой части прибора. В случае отсутствия питания прибора переменным током или обрыва фа­зовых цепей момент двигателя становится равным нулю и под дей­ствием пружины флажок возвращается в видимую зону лицевой части прибора.

При отключении напряжения 27 в обмотки реле обесточатся, их контакты замкнутся, шунтируя фазовые обмотки двигателя сиг­нализатора. При этом токи гнромотора протекают уже не по об­моткам двигателя сигнализатора, а в обход их. Это приводит к потере двигателем вращающего момента, и флажок выбрасывает­ся в видимую зону лицевой части прибора.

Для уменьшения погрешности при действии длительных одно­сторонних ускорений (набор скорости, торможение, вираж) в при­боре предусмотрено отключение поперечной коррекции с помощью ВК-53РБ и продольной коррекции специальным устройством (ак­селерометром). При выключенной коррекции прибор накапливает погрешность со скоростью собственного ухода, равной 0,3—0,5 град/мин.

Например, при отклонении гировертикали от оси у вперед по направлению полета с контактов и маятника поступит сигнал иа электродвигатель 3 (см. рис. 184), который создает вращающий мо­мент на оси Х| гироскопа 14. Гироскоп начинает прецессировать в плоскости оси Х, поворачивая платформу 7 к положению верти­кали.

Для быстрого установления платформы 7 в положение верти­кали служат механические маятники, цепи которых замыка­ются через контакты кнопки, расположенной на приборной доске. При «завале» платформы на угол больший 1,5—2° маятники

замыкают свои контакты, подавая полное напряжение на электродвигатели 10 и 4, которые устанавливают платформу 7 вертикально с точностью до 1,5—2°. Дальнейшее установление ги­ровертикали обеспечивается с помощью жидкостного маятника и коррекционных двигателей.

Погрешность выдерживания вертикали при внешних возму­щающих моментах не превышает 2,5-г-15 угловых минут. Погреш­ности, вызываемые ускорениями самолета, уменьшаются за счет выключения поперечной коррекции на виражах н продольной кор­рекции при продольных ускорениях.