4.5. 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.