Крен обозначение. Определение угла крена и деферента используя формулы

Доктрина вмешательства и крен от нее Спустя сравнительно непродолжительный период времени после Женевского совещания руководителей четырех держав Вашингтон пошел на ужесточение курса своей политики «с позиции силы», «балансирования на грани войны». Самым рьяным ее

Крен

Крен Крен (от франц. car?ne - киль, подводная часть корабля или от голл. kren-gen - класть судно на бок), положение летательного аппарата или судна, при котором плоскость его симметрии отклонена от вертикали к земной поверхности. К. возникает при разворотах и др. манёврах

ПОСТРОЕНИЕ ВЕРТИКАЛИ С ПОМОЩЬЮ ФИЗИЧЕСКОГО МАЯТНИКА НА САМОЛЕТЕ

При пилотировании самолета необходимо знать его по­ложение относительно плоскости земного горизонта. Положение самолета относительно плоскости горизонта определяется двумя углами: углом тангажа и углом кре­на. Угол тангажа - угол между продольной осью самолета и плос­костью горизонта, отсчитываемый в вертикальной плоскости. Угол кре­на - угол поворота самолета во­круг его продольной оси, отсчиты­ваемый от вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось самолета

Рис 4.1 фзический маятник – определитель вертикали на самолёте.

Таким образом, положение само­лета относительно плоскости гори­зонта можно определить, если на са­молете знать направление истинной вертикали, т. е. направление линии, проходящей через центр Земли и самолет, и замерять отклонение са­молета от этого направления.

Отклонение от вертикали на земле определяют обычным отве­сом, т. е. физическим маятником.

Предположим, что физический маятник установлен на самоле­те, который совершает горизонтальный полет с ускорением а (рис. 4.1). На массу маятника т будут действовать силы от ускорения силы тяжести g и инерционная сила от ускорения а. Сумма мо­ментов от этих сил относительно точки подвеса маятника равна нулю и выражается уравнением

где l - длина маятника;

α - угол отклонения маятника

Из уравнения (4.1) имеем

(4.2)

Следовательно, маятник, установленный на объекте, движущемся с ускорением, отклоняется в сторону, противоположную действию ускорения, и показывает так называемую «кажущуюся вертикаль». Современные транспортные самолеты могут иметь ускорения, соизмеримые по величине с ускорением силы тяжести, поэтому угол α отклонения маятника от вертикали может достигать значи­тельных величин. Таким образом, физический маятник не приго­ден для определения направления вертикали места, т. е. для изме­рения углов крена и тангажа, если самолет совершает полет с ус­корением.

АВИАГОРИЗОНТЫ

Ранее было отмечено, что маятник может быть исполь­зован для определения вертикали только при полете без ускорений, а свободный трехстепенный гироскоп может выдерживать задан­ное пространственное положение вне зависимости от действующих ускорений только небольшое время.

Поэтому эти два устройства соединяют вместе, используя положительные свойства каждого. При отсутствии ускорений с помощью маятника главная ось гироскопа выставляется вертикально. В те моменты, когда на маятник действуют ускорения, его отключают и гироскоп работает в режиме «памяти».

Устройство, с помощью которого маятник действует на гиро­скоп, называется системой маятниковой коррекции. Гироскоп с та­кой коррекцией называют гировертикалью. Гировертикаль, визу­ально показывающая положение самолета относительно земного горизонта, называется авиагоризонтом.

В авиагоризонтах используется электролитический маятник (рис. 4.2), представляющий собой плоскую медную чашу 3, заполненную токопроводящей жидкостью 1 с большим удельным электрическим сопротивлением. Жидкости в чаше столько, что остается место для воздушного пузырька 2 . Чаша закрыта крышкой из изоляционного материала, в которую вмонтировано четыре контакта 4, пя­тым контактом является сама чаша. Если маятник расположен горизонтально, то все четыре контак­та равномерно перекрываются жидкостью и электрическое сопро­тивление участков между ними и чашей одинаково. Если же чаша наклонится, то пузырек воздуха, занимая верхнее положение в чаше, оголит один из контактов и тем самым изменит электрическое сопротивление участка, которое при малых углах (до 30") про­порционально углу наклона чаши.

Контакты маятника включаются в электрическую цепь, как по­казано на рис. 4.3. При наклоне маятника сопротивление между контактами 0 и 1 будет больше, чем сопротивление между контак­тами 0 и 3. Тогда ток i 1 который проходит по управляющей обмот­ке OY 1 , будет меньше тока i 2 обмотки OY 2 коррекционного двига­теля. Обмотки OY 1 и OY 2 намотаны встречно, поэтому разностный ток Δi =i 2 -i 1 создает магнитный поток, который, взаимодействуя с магнитным потоком обмотки возбуждения, вызывает вращающий момент. Ротор двигателя закреплен на оси карданова подвеса, следовательно, к оси подвеса приложен момент, под действием ко­торого гироскоп прецессирует. Прецессия гироскопа продолжается до тех пор, пока существует момент по оси карданова подвеса, а этот момент действует до установки маятника в горизонтальное положение, при котором ток i 1 =i 2 . Связав маятник с внутренней, рамой карданова подвеса и расположив по осям подвеса коррек­ционные двигатели, получаем гировертикаль с электромеханичес­кой маятниковой коррекцией (рис. 4.4). Таким образом, электролитический маятник 1 , действуя на ги­роскоп через коррекционные двигатели 2 и 3 , все время будет при­водить главную ось гироскопа к положению вертикали. При отклю­чении коррекции гироскоп будет сохранять свое прежнее положе­ние в пространстве с точностью, определяемой его собственными ошибками, например, за счет прецессии, вызванной моментами трения по осям карданова подвеса.

Коррекционные системы различаются по типам характеристик. Коррекционной характеристикой называется закон изменения мо­мента, развиваемого коррекционным двигателем, в зависимости от отклонения главной оси гироскопа от положения вертикали.

В авиационных приборах наи­большее распространение получила смешанная коррекционная харак­теристика (рис. 4.5). Область ±Δα определяет зону нечувствительности системы. До некоторых предельных значений углов α пр,

β пр момент кор­рекции М к меняется пропорциональ­но углам α и β , а затем становится постоянным.

ПОГРЕШНОСТИ ГИРОВЕРТИКАЛЕЙ

Погрешность от моментов трения в осях к а р д а и о в а п о двеса. В осях карданова подвеса неизбежно существуют моменты трения, поэтому прецессия гироскопа под действием коррекциониых моментов продолжается до тех пор, по­ка коррекционный момент больше момента трения. Движение ги­роскопа прекращается при равенстве этих моментов:

Отсюда следует, что главная ось гироскопа не дойдет до верти­кального положения па углы α * и β *:

Таким образом, из-за трения в осях карданова подвеса гировер­тикаль имеет зону застоя, которая зависит от величины момента трения в осях карданова подвеса и, естественно, от зоны нечувстви­тельности маятниковой коррекции (см. рис. 4.5). Чем больше удельный момент, развиваемый коррекционными двигателями, тем зона застоя меньше. Слишком большой удельный момент приводит к значительным ошибкам на вираже. Для авиагоризонтов зона застоя обычно равна 0,5-1°.

Виражная погрешность. Когда самолет совершает раз­ворот с угловой скоростью ω, то на маятник, кроме силы тяжести mg, еще действует центробежная сила m ω 2 R , и маятник устанав­ливается не по истинной вертикали, а по равнодействующей этих сил (рис. 4.7). На коррекционные двигатели поступают сигналы, и главная ось гироскопа устанавливается в положение кажущейся вертикали. Этот процесс происходит тем быстрее, чем больше удельные моменты k x , k y системы коррекции. Как видно из рис.3.10, на вираже в основном неверно работает система поперечной коррекции. Поэтому в современных гировертикалях и авиагори­зонтах поперечная коррекция на виражах отключается специаль­ным устройством.

Естественно, что и линейные ускорения самолета, например, при увеличении скорости, также приводят к аналогичным ошибкам. Поэтому в таких авиагоризонтах как АГД-1 отключается и про­дольная коррекция. При отключении коррекции гировертикаль работает в режиме «памяти». После окончания самолетом эволю­ции, связанных с ускорениями, система коррекции включается и приводит главную ось гироскопа в вертикальное положение, если за время работы в режиме «памяти» она отклонилась.

Появляется ошибка у гировертикалей и за счет суточного вра­щения Земли и за счет собственной скорости полета самолета, однако для транспортных самолетов эта ошибка не превышает не­скольких угловых минут.

зрения появится красный флажок 12. Этот переключатель сое­диняет обмотки управления поперечного коррекционного двигате­ля 4 с фазой С, минуя сопротивление R2, и тем самым увеличивает

ток в двигателе, а следовательно, и раз­виваемый им коррекционный момент.

После выхода прибора на номиналь­ный режим работы переключатель 10 следует вернуть в исходное положение (флажок исчезнет из поля зрения). В но­минальном режиме работы управляющие обмотки коррекционного двигателя 4 соединены с фазой С через контакты вы­ключателя коррекции ВК-53РБ.. При совершении самолетом разворотов выключатель коррекции отключает попе­речный коррекционный двигатель, в противном случае возникает большая вираж­ная погрешность.

АВИАГОРИЗОНТ АГИ-1с

Авиагоризонт предназначен для определения положения самолета в пространстве относительно линии истинного горизонта, имеет встроенный прибор-указатель скольжения. Устанавливают авиагоризонт на транспортных самолетах гражданской авиации.

Кинематическая схема прибора изображена на рис. 4.8, упро­щенная электрическая - на рис. 4.9, а вид на шкалу - на рис. 4.10.

Рассмотрим работу прибора. Собственная ось вращения гиро­скопа (см. рис. 4.8) по сигналам от электролитического маятни­ка 8 с помощью коррекционных двигателей 3 и 10 устанавливается и удерживается в вертикальном положении.

Особенностью авиагоризонта АГИ-lc является способность работать в неограниченном диапазоне углов по крену и тангажу. Это возможно благодаря применению в прибо­ре дополнительной следящей рамы 4, ось которой совпадает с про­дольной осью самолета, а сама рама может поворачиваться отно­сительно самолета двигателем 11 . Назначение дополнительной следящей рамы - обеспечить перпендикулярность оси собственного вращения гироскопа и оси внешней рамы карданова подвеса. При кренах самолета внешняя рама 5 карданова подвеса поворачива­ется вокруг оси внутренней рамы. Этот поворот фиксируется переключателем 9 (см. рис. 4.8 и 4.9), с помощью которого включа­ется двигатель 11 ,поворачивающий следящую раму 4 , а вмести с ней и раму 5 в противоположном направлении. Следовательно, перпендикулярность собственной оси гироскопа 6 и оси внешней рамы при этом не нарушаются. При совершении самолётом эволюций по тангажу на углы, больше 90˚, с помощью переключателя 12 изменяется направление вращения двигателя 11. На­пример, если самолет делает фигуру «петля Нестерова», то в момент, когда он ока­жется в перевернутом сос­тоянии, т. е. изменит свое положение относительно главной оси гироскопа на 180°, направление вращения двигателя 11 для поворота следящей рамы следует из­менить на противополож­ное.

При совершении самоле­том эволюции по тангажу самолет обкатывается во­круг оси внешней рамы карданова подвеса и имеет по­этому диапазон работы 360°.

Индикация положения самолета относительно плос­кости горизонта в АГИ-1с осуществляется по силуэту самолета (см. рис. 4.8 и 4.10), укрепленного на корпусе прибора, и сферической шкале 2, связанной с осью внутренней рамы 7 карданова подвеса гироскопа. Сферическая шкала 2 окрашена в ко­ричневый цвет выше линии горизонта и в голубой - ниже линии горизонта. На коричневом поле имеется надпись «Спуск», на голу­бом - «Подъем». Таким образом, при наборе высоты силуэт само­лета вместе с самим самолетом переместится на голубое поле, как показано на рис. 3.18, в, так как шкала 2, связанная с гироскопом, останется неподвижной в пространстве. Следует отметить, что по­казания авиагоризонта АГИ-lc по тангажу противоположны пока­заниям АГБ-2. Это чрезвычайно важно, так как оба прибора иног­да устанавливают на одном самолете.

Рис 4.9 электрическая схема авиагоризонта АГИ-1.

Уменьшение времени начальной выставки оси собственного вра­щения гироскопа в вертикальное положение достигается последо­вательным включением обмоток возбуждения коррекционных двигателей 3 и 10 со статорными обмотками гиромотора. Кроме того, на внутренней раме 7 имеется механический маятник, который при невключенном приборе удерживает систему рам, примерно, в нуле­вом

положении. Для этой же цели служит механический арретир, при нажатии кнопки 15 кото­рого (см. рис. 4.10) дополни­тельная следящая рама уста­навливается в нулевое положе­ние. На кнопке имеется над­пись «Перед пуском нажать». С целью уменьшения ви­ражной погрешности авиагори­зонта поперечный коррекционный двигатель 3 на вираже от­ключается выключателем кор­рекции ВК-53РБ. На лицевой стороне прибора, внизу, распо­ложен указатель скольжения 13 и слева - рукоятка 14 для изменения положения силуэта самолета.

АВИАГОРИЗОНТ АГД-1

Авиагоризонт дистанционный АГД-1 обеспечивает эки­паж легковоспринимаемой крупномасштабной индикацией поло­жения самолета относительно плоскости истинного горизонта и

выдает потребителям (автопилот, курсовая система, радиолокаци­онные станции) электрические сигналы, пропорциональные откло­нениям самолета по крену и тангажу.

АГД-1 состоит из двух приборов: 1) трехстепенного гироскопа с маятниковой коррекцией, называемого гиродатчиком, который устанавливают возможно ближе к центру тяжести самолета; 2) указателей, помещаемых на приборных досках экипажа. К од­ному гиродатчику может быть подключено до трех указателей.

Принципиальная электромеханическая схема АГД-1 представлена на рис. 4.12, вид на шкалу указателя изображен на рис. 4.13

Рис 4.13 лицевая сторона авиагоризонта АГД-1.

36-кнопка арретир, 37- лампа, остальные обозначения такие же кА на 4.12.

Гиродатчик представляет собой трехстепенный гироскоп, ось внешней рамы карданова подвеса которого крепится в следящей раме 7. Назначение следящей рамы - обеспечить работу прибора по крену в неограниченном диапазоне углов. Следящая рама 7 обеспечивает перпендикулярность оси собственного вращения ги­роскопа оси внешней рамы подвеса с помощью индукционного дат-

чика 3 и двигателя-генератора 2, управ­ляемого усилителем 1 . Якорь 5 датчика закреплен на оси внутренней рамы, а статор 3 жестко связан с внешней рамкой 8 карданова подвеса.

Коммутатор 4 изменяет направление вращения двигателя 2, когда самолет со­вершает эволюции по тангажу с углами более 90°. Таким образом, следящая ра­ма 7 выполняет те же функции, что и в авиагоризонте АГИ-1с.

Особенностью следящей системы от­работки рамы 7 по крену в авиагоризон­те АГД-1 является применение усилите­ля на полупроводниковых элементах и двигателя-генератора. Маятниковая кор­рекция АГД-1 аналогична коррекции АГИ-lc и АГБ-2, но отличается тем, что двигатель поперечной коррекции 6 от­ключается не только переключателем 17, который управляется выключателем коррекции ВК-53РБ, но и спе­циальным ламельным устройством (на схеме не показано) при кренах 8-10°. Кроме того, коррекционный двигатель продольной коррекции 10 управляется электролитическим маятником 13 через жидкостный акселерометр 16. Он представляет собой устройство, аналогичное жидкостному маятнику. При продольных ускорениях самолета токопроводящая жидкость под действием инерционных сил смещается к одному из контактов и за счет увеличения элект­рического сопротивления цепи коррекция ослабляется на 50%.

Отклонения самолета по крену и тангажу замеряются гиродат­чиком и передаются на указатель двумя идентичными следящими системами:

1) следящей системой по крену, которая состоит из сельсина-датчика 9, сельсина-приемника 20, усилителя 18 и двига­теля-генератора 19;

2) следящей системой по тангажу, куда вхо­дят: сельсин-датчик 14, сельсин-приемник 23, усилитель 24, двига­тель-генератор 25.

Коммутатор 15 включается в следящую систему по тангажу для ее правильной работы при угле более 90°. Особенностью сле­дящих систем в АГД-1 является использование в них в качестве исполнительных устройств двигателей-генераторов. Двигатель-генератор представляет собой электрическую машину, состоящую из двигателя и генератора, укрепленных на одном валу. Напряже­ние, вырабатываемое в генераторе, пропорционально скорости вра­щения двигателя. Оно в следящей системе служит сигналом ско­ростной обратной связи для демпфирования колебаний системы. Двигатель-генератор 19 поворачивает шестерню 21 с силуэтом самолета 22 относительно корпуса прибора, а двигатель-генера­тор 25 вращает шкалу тангажа 26,

имеющую двухцветную окраску: выше линии горизонта - голубой цвет, ниже - коричневый. Таким образом, индикация показаний осуществляется по подвиж­ному силуэту самолета и подвижной шкале тангажа.

Индикация положения самолета относительно плоскости гори­зонта в АГД-1 естественная, т. е. соответствующая тому образу, который представляет себе экипаж о положении самолета относи­тельно земли. Грубый отсчет крена возможен по оцифрованной неподвижной шкале на корпусе прибора и силуэту самолета; по шкале 26 и силуэту самолета ориентировочно определяют углы тангажа. Индикация указателя АГД-1 по крену и тангажу пред­ставлена на рис. 4.11. По нашему мнению, определение положения самолета в АГД-1 удобнее, чем в АГБ-2 и АГИ-1с.

В авиагоризонте АГД-1 применено специальное устройство, на­зываемое арретиром, которое позволяет быстро привести рамы прибора и гиромотор в строго определенное положение относи­тельно корпуса прибора и, следовательно, самолета. Кинематичес­кая схема электромеханического дистанционного арретирующего устройства АГД-1 изображена на рис. 4.14.

Устройство работает следующим образом. При нажатии крас­ной кнопки 36 (см. рис. 4.13), находящейся на лицевой стороне указателя, подается напряжение на двигатель 34 (см. рис. 4.14. который, вращаясь, заставляет поступательно перемещаться шток 33 с помощью пальца, двигающегося по винтовой прорези, т.е вращающаяся гайка неподвижна, а винт перемещается. Шток 33 через ролик 32 упирается в дополнительную следящую раму 7, имеющую кольцо 35 клиновидного профиля.

За счет такого профиля кольца при давлении на раму со сторо­ны штока кольцо 35 вместе с гироузлом поворачивается вокруг оси рамы 7 до положения, пока ролик 32 не окажется в нижнем поло­жении кольца. При этом плоскость рамы 7 параллельна плоскости крыльев самолета. Далее шток 33 перемещает профильную план­ку 31, которая упирается в кулачок 30 и создает момент вокруг оси внешней рамы 8. Под действием этого момента гироскоп прецессирует вокруг оси внутренней рамы и доходит до упора, после чего прецессия прекращается, и гироскоп начинает поворачиваться во­круг оси внешней рамы до тех пор, пока выступ планки 31 не вой­дет в вырез кулачка 30, зафиксировав таким образом раму 8 в положении, при котором ось внутренней рамы параллельна про­дольной оси самолета.

Одновременно с этим палец 28, упираясь в кулачок 27, устанав­ливает внутреннюю раму 12 в положение, при котором ось собст­венного вращения гироскопа перпендикулярна осям внешней и внутренней рам карданова подвеса. Затем шток 33 под действием возвратной пружины, имеющейся в нем, откидывается в исходное положение и дает возможность планке 31 освободить кулачки 27 и 30.

Таким образом, арретир, установив рамки гироузла в опреде­ленное положение, сразу же освобождает их. Если арретирование производится на земле, когда самолет стоит горизонтально, или в горизонтальном полете, то собственная ось вращения гироскопа устанавливается по направлению вертикали места. Осуществлять арретирование следует только в горизонтальном полете, о чем на­поминает экипажу надпись на кнопке 36 «Арретировать в горизон­тальном полете».

Если произвести арретирование, например при крене, то при переходе в горизонтальный полет авиагоризонт будет показывать ложный крен. Правда, под действием маятниковой коррекции соб­ственная ось гироскопа установится в вертикальное положение, и, естественно, ложные показания исчезнут, но на это уйдет время, достаточное, чтобы экипаж мог совершить ошибки в пилотиро­вании. Следует отметить, что электрическая схема арретирования устроена таким образом, что при включении АГД-1 под напряже­ние арретирование происходит автоматически, без нажатия кнопки. При повторном арретировании, например при временном наруше­нии электропитания АГД-1, нажатие кнопки 36 обязательно, но только при горизонтальном полете.

На лицевой стороне указателя имеется сигнальная лампа 37 (см. рис. 4.13), которая загорается, во-первых, если происходит процесс арретирования и, во-вторых, при неисправностях в цепях питания гиромотора и постоянного тока ±27 В.

АВИАГОРИЗОНТ АГБ-3 (АГБ-Зк)

Основное назначение авиагоризонта АГБ-3 - обеспе­чить экипаж легко воспринимаемой крупномасштабной индикацией положения самолета или вертолета по углам крена и тангажа от­носительно плоскости истинного горизонта. Кроме того, авиагори­зонт позволяет выдавать электрические сигналы, пропорциональ­ные углам крена и тангажа, внешним потребителям, имеющимся на самолете и вертолете (автопилот, курсовая система и т. д.).

Авиагоризонт АГБ-Зк - модификация авиагоризонта АГБ-3,. отличается лишь наличием встроенной арматуры красного подсве­та для освещения лицевой части прибора и окраской элементов: индикации.

Электромеханическая схема авиагоризонта АГБ-3 представле­на на рис. 4.15, электрическая схема - на рис. 4.16, а вид на его шкалу - на рис. 4.17. Собственная ось гироскопа приводится в вертикальное поло­жение системой маятниковой коррекции, в которую входят два электролитических маятника 20 и 21, управляющие коррекционными двигателями 7 и 9. В АГБ-3 используются однокоординатные: электролитические маятники, работающие на том же принципе, что и двух координатные, которые применяются в АГБ-2, АГИ-lc и АГД-1. В однокоординатном маятнике три контакта, и он реагирует на наклоны только в одном направлении. В цепи поперечной кор­рекции имеется контакт 16 выключателя коррекции ВК-53РБ, ко­торый разрывает цепь при совершении самолетом разворотов, уменьшая виражную погрешность.

Время готовности прибора к работе в авиагоризонте сокращают механическим арретиром (на рис. 4.15 он не показан). Если само­лет находится в горизонтальном положении, то арретир устанавли­вает рамки гироузла в исходное состояние, при котором главная ось гироскопа совпадает с вертикалью места. Арретиром пользу­ются перед запуском прибора, когда по тем или иным причинам необходимо быстро привести рамы прибора в исходное положение. Арретир в АГБ-3 нажимного типа, т. е. для его работы необходимо нажать кнопку 26 (см. рис. 4.17) до отказа. Рамки автоматически освобождаются от арретира при отпускании кнопки.

Работа арретирующего устройства аналогична работе арретира в авиагоризонте АГД-1. В авиагоризонте АГБ-3 арретир механи­ческий.

Для обеспечения потребителей сигналами отклонения самолета по крену и тангажу на оси внешней рамы карданова подвеса уста­новлен сельсин-датчик 14 (см. рис. 4.15, 4.16), а на оси внутренней рамы - сельсин-датчик 15.

На самолете авиагоризонт установлен таким образом, что ось
внешней рамы 8 (см. рис. 4.15) направлена параллельно продольной оси самолета. Это обеспечивает работу прибора по крену в диапазоне углов 360°.

Ось внутренней рамы карданова подвеса параллельна в начальный момент поперечной оси самолета. Поскольку дополнительной

следящей рамы в AГБ-3 нет, как у АГИ-lc и АГД-1, то рабочий диапазон по танга­жу в этом авиагоризонте ог­раничен углами ±80°. Дей­ствительно, если самолет бу­дет иметь угол тангажа 90°, то ось внешней рамы совме­стится с осью собственного вращения гироскопа. Гиро­скоп, потеряв одну степень свободы, становится неустой­чивым. Однако для обеспечения экипажа верной инди­кацией о положении само­лета относительно плоскости горизонта в перевернутом состоянии (например, при выполнении фигуры «петля Нестерова») в приборе применены упоры 10 и 11 (см. рис 4.15). При выполнении сложных эволюции самолетом с углом тангажа более 80° упор 10, расположенный на внешней раме, нач­нет давить на упор 11, укрепленный на оси внутренней рамы. При этом создается момент вокруг оси внутренней рамы. По закону прецессии гироскоп под действием этого момента прецессирует, т. е. поворачивается вокруг оси внешней рамы, стремясь совместить ось собственного вращения с осью приложения момента по кратчай­шему расстоянию. Таким образом, внешняя рама карданова под. веса поворачивается на 180°. Когда угол тангажа будет более 90°, упор 11 отойдет от упора 10, прецессия прекратится, а силуэт само­лета 4 окажется перевернутым на 180° относительно шкалы тан­гажа 3, что укажет перевернутое положение самолета на 180 от­носительно плоскости горизонта.

Индикация положения самолета относительно плоскости гори­зонта в АГБ-3 осуществляется следующим образом. При кренах корпус прибора вместе с самолетом поворачивается вокруг оси внешней рамы на угол крена, так как собственная ось вращения гироскопа сохраняет вертикальное направление. Силуэт самолета 4 при этом участвует в двух движениях:1) переносном - вместе с корпусом прибора на угол крена у (рис. 4.18) и 2) вращательном (трибка 6 обкатывает неподвижную по крену трибку 5) на тот же угол Y- В результате этих двух движений силуэт самолета в прост­ранстве поворачивается на двойной угол крена самолета. Экипаж же наблюдает угол крена по движению силуэта самолета 4 относи­тельно шкалы 3. При этом силуэт поворачивается на естественный угол крена в том же направлении, что и самолет.

Отсчет углов крена грубо может быть произведен по шкале 27 на корпусе прибора, а углов тангажа - по шкале 3 и силуэту са­молета 4. Шкала тангажа следует за углами тангажа самолета благодаря следящей системе, в которую входят сельсин-датчик 15, расположенный на внутренней оси карданова подвеса, сельсин-приемник 19, усилитель 17 и двигатель-генератор 18. В прорези шкалы.3 проходит ось, на которой за креплен силуэт самолета.

Таким образом, показания в АГБ-3 по крену и тангажу получаются есте­ственными и идентичными показаниям АГД-1 (см. рис. 4.11).

АГБ-3 имеет схему сигнализации отказа в цепях питания прибора, содержащую следующие элементы: двигатель отказа питания 1 с флажком 2 (см. рис. 4.15 и 4.16) и два реле 22 и 23. Обмотки двигателя 1 включены последовательно с обмотками статора гиромотора 13. При исправных цепях перемен­ного тока 36 В по обмоткам двигателя протекают токи гиромотора и сельсинов-датчиков 14 и 15.

В результате этого возникает вращающий момент на валу дви­гателя 1, под воздействием которого флажок 2 сигнализатора, укрепленный на валу двигателя, убирается из видимой зоны лице­вой части прибора.

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

Реле 22 и 23 включаются параллельно цепи питания усилителя следящей системы тангажа. При отсутствии напряжения 27 В по­стоянного тока контакты 24 и 25 этих реле замыкаются, шунтируя две фазы обмоток двигателя 1, следовательно, его момент умень­шается, и пружина выбрасывает флажок 2, который сигнализи­рует об отказе питания.

Таким образом, обрыв в цепи с напряжением 36 В, частотой 400 Гц или в цепи с напряжением 27 В, а также отсутствие одного из этих видов электропитания можно определить по наличию в по­ле зрения шкалы прибора флажка сигнализатора.

АВИАГОРИЗОНТ АГК-47Б

Авиагоризонт комбинированный, так как в одном кор­пусе смонтированы три прибора: авиагоризонт, указатель поворо­та и указатель скольжения.

Назначение авиагоризонта - обеспечение экипажа информаци­ей о положении самолета относительно плоскости горизонта. Ука­затель поворота служит для определения направления разворота самолета, а указатель скольжения измеряет скольжение. Указатель поворота рассмотрен в разд. 4.2, а указатель скольжения - в разд. 3.11. Упрощенные кинематическая, электрическая схемы и лицевая сторона авиагоризонта представлены на рис. 4.19, 4.20, 4.21; все обозначения на рисунках одинаковые.

Собственная ось вращения гироскопа 7 (см. рис. 4.19, 4.20) приводится в вертикальное положение с помощью маятниковой системы коррекции, куда входят электролитический маятник,/6 и два соленоида 13 и 14, Соленоид 13 располагается перпендику­лярно внешней оси у карданова подвеса, а соленоид 14 - перпен­дикулярно внутренней оси х карданова подвеса на внутренней раме 6, выполненной в виде кожуха. Каждый из соленоидов имеет по две обмотки, создающих при прохождении по ним токов маг­нитные поля противоположного направления. В соленоидах име­ются металлические сердечники, которые имеют возможность пере­мещаться внутри соленоидов. Если собственная ось вращения гироскопа совпадает с направлением местной вертикали, то с элек­тролитического маятника на обмотки соленоидов поступают одина­ковые сигналы и сердечники находясь в среднем положении, не создают моментов вокруг осей карданова подвеса. При отклонении главной оси гироскопа от вертикального направления токи, протекающие по обмоткам соленоидов, будут не равны вследствие неодинаковых сопротивлений между контактами электролитичес­кого маятника. Это приведет к перемещению сердечников в соле­ноидах, и за счет их веса вокруг осей карданова подвеса возникнут моменты, которые возвратят ось собственного вращения гироскопа к вертикальному положению. Так соленоид 14 участвует в созда­нии момента вокруг внут­ренней оси карданова под­веса, а соленоид 13 - во­круг внешней оси подвеса.

Внешняя ось кардано­ва подвеса авиагоризонта параллельна поперечной оси самолета, поэтому ин­дикация тангажа осуще­ствляется по круговой шкале 4, связанной с внешней рамой карданова подвеса 5, и линии гори­зонта, связанной с корпу­сом прибора. При пикиро­вании или кабрировании линия горизонта переме­щается относительно не­подвижной шкалы - пи­лоту картина представля­ется обратной: силуэт са­молета 1 вместе со шка­лой 4 опускается или поднимается относительно линии горизонта. Индикация крена осуществляется по относительному положению силуэта самолета /, связанного с внутренней рамой карданова под­веса, и шкалы 3, закрепленной на внешней раме карданова подвеса. Для того чтобы индикация крена была естественной, т. е. силуэток самолета имитировал крен относительно плоскости горизонта, так же как и в АГБ-3, в АГК.-47Б применена пара шестерен с передаточным отношением 1:1. Шкала тангажа имеет оцифровку через 20°, а шкала крена имеет разметку через 15°. Индикация крена и тангажа у АГК-47Б при эволюциях само­лета представлена на рис. 4.11.

В авиагоризонте имеется механический арретир фиксированно­го типа, т. е. если в АГБ-3 и АГД-1 арретир работает только тогда, когда нажата кнопка, то в АГК-47Б имеется возможность, выдви­нув шток арретира 20 (рис. 4.21) на себя, зафиксировать его в этом положении. При арретированном приборе на лицевой стороне прибора появляется красный флажок с надписью «Арретир». Ког­да прибор заарретирован, ось собственного вращения гироскопа совпадает с вертикальной осью самолета, а оси у и x совпадают соответственно с продольной и поперечной осями самолета. На рукоятке управления арретиром написано «Арретир тянуть».

С помощью кремальеры 22 можно в некоторых пределах изме­нять положение линии искусственного горизонта относительно кор­пуса прибора, что иногда целесообразно делать для удобства выдерживания траектории полета по тангажу, при длительном негоризон­тальном полете.

Как и всякий авиагоризонт, АГК-47Б подвержен виражной ошибке, но ввиду того, что он пред­назначен для установки на легкомоторные самолеты, где может не быть выключателя коррекции, от­ключение коррекции в нем не произ­водится. В то же время для умень­шения ошибки при левом вираже прибор сконструирован таким обра­зом, что нормальным положением оси собственного вращения являет­ся ее наклоненное положение впе­ред, по полету, на 2°. Уменьшение ошибки именно для левого виража, вероятно, можно объяснить тем, что самолеты чаще совершают левые виражи, поскольку командир само­ лета сидит в кабине на левом кресле. Действительно, при левом вираже электролитический маятник будет показывать кажущуюся вертикаль, которая отклоняется внутрь виража на угол

где ω - угловая скорость виража; V - скорость полета самолета; g - ускорение силы тяжести.

Под действием системы поперечной коррекции с помощью со­леноида 13 гироскоп начнет прецессировать в сторону кажущейся вертикали со скоростью

В то же время при развороте конец собственной оси вращения гироскопа будет разворачиваться вокруг положения истинной вер­тикали со скоростью

(4.5)

где α 0 - начальный угол наклона оси собственного вращения ги­роскопа вперед (рис. 4.22), направленной в противоположную сто­рону, так как гироскоп стремится сохранить положение оси собст­венного вращения в пространстве неизменным. Направление скорости ω γ противоположно направлению скорости прецессии гироскопа β.

Очевидно, для того чтобы при левом вираже не было ошибки, необходимо выполнение условия

или для небольших углов β 0 (4.6) можно записать

(4.7)

(4.8)

Зная К у авиагоризонта и наиболее употребительные скорос­ти, при которых происходит разворот, можно определить необхо­димый угол α 0 наклона оси гироскопа.

АВИАГОРИЗОНТ АГР-144

Авиагоризонт АГР-144 является комбинированным прибором; в нем смонтированы три прибора: авиагоризонт, указа­тель поворота и указатель скольжения.

Назначение авиагоризонта -обеспечение экипажа информа­цией о положении самолета относительно плоскости горизонта Указатель поворота служит для определения наличия и направле­ния разворота самолета вокруг его вертикальной оси. Указатель скольжения измеряет скольжение самолета. Кроме того, при координирован