4.8. 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 координированном развороте самолета с линейной скоростью 500 км/ч указатель поворота показывает крен.

Упрощенная кинематическая схема представлена на рис. 4.23, лицевая сторона авиагоризонта — на рис. 4.24; обозначения на ри­сунках одинаковые.

Собственная ось вращения гироскопа приводится в вертикаль­ное положение с помощью маятниковой системы коррекции, куда входят два электролитических маятника 20, укрепленных на внутрен­ней раме 21 карданова подвеса; коррекционный двигатель про­дольной коррекции 17 и коррекционный двигатель поперечной коррекции. 19. Система коррекции аналогична системе коррекции авиагоризонта АГБ-3.

Внешняя ось карданова подвеса авиагоризонта параллельна в начальный момент поперечной оси самолета, и для предотвраще­ния совмещения оси собственного вращения с осью внешней рамы в авиагоризонте используется дополнительная следящая рама 10, ось которой совпадает с продольной осью самолета. Дополнитель­ная следящая рама может поворачиваться относительно корпуса самолета с помощью двигателя 16, управляемого через усилитель индукционным датчиком 23, замеряющим угол между собственной осью вращения гироскопа и плоскостью внешней рамы карданова подвеса 18. Если этот угол не равен 90°, что происходит, когда самолет имеет крен, двигатель 16 разворачивает следящую раму относительно самолета в по­ложение, при котором сох­раняется перпендикуляр­ность оси собственного вра­щения и плоскости внешней рамы. Тахогенератор 11 включен в следящую систе­му для повышения ее дина­мических характеристик. Система предотвращения совмещения осей карданова подвеса, авиагоризонта ана­логична такой же системе гиродатчика АГД-1.

Система индикации авиа­горизонта выполнена по ти­пу «вид с самолета на зем­лю». Положение самолета по тангажу определяется по сферической шкале 9 и си­луэту самолета 3. Сферичес­кая шкала разделена линией горизонта на две полусферы, и верхняя часть окрашена в серый цвет — «.небо», ниж­няя в черный «земля». Сферическая шкала 9 подвешена на оси внешней рамы на подшипниках и связана с внешней рамой через зубчатую передачу (колеса 6, 7, 8, 5, колесо 5 крепится к сфере) с передаточным отношением 1:1. Вследствие этого при поворотах корпуса прибора вместе с самолетом относительно поперечной оси сферическая шкала поворачивается в ту же сторону относительно корпуса на угол поворота самолета, т. е. направление вращения шкалы тангажа таково, что при кабрировании силуэт самолета 3 оказывается на сером фоне, при пикировании — на черном фоне шкалы тангажа (кинематика зубчатой передачи аналогична передачи по крену в АГБ-3). Угол тангажа отсчитывается по положению центра силуэта самолета 3 — относительно сферической шка­лы 9, на которую нанесены отметки углов тангажа. Отметки нане­сены через 10°, оцифрованы через 20°.

Индикация крена самолета осуществляется по силуэту самолета 5 и линии горизонта, нанесенной на сферической шкале 9. От­счет углов крена производится по индексу 24, связанному со сле­дящей рамой 10, и шкале 2, на которой нанесены деления через 15°. Следящая рама 10 стабилизирована по крену, поэтому при по­вороте корпуса прибора вместе с самолетом силуэт самолета вра­щается относительно линии горизонта и индекса 24, пилоту же представляется шкала кренов 2 и силуэт самолета неподвижными, а линия горизонта подвижной.

Индикация тангажа и крена АГР-144 при эволюциях самолета представлена на рис. 4.11.

Для обеспечения минимального времени готовности прибора, т. е. минимального времени установления оси собственного вращения гироскопа в вертикальное положение, и предохранения под­шипников карданова подвеса от повреждения при транспортировке в авиагоризонте применен электромеханический стопор (на рис. 4.23 не показан). При отсутствии электрического питания стопор удерживает внешнюю раму карданова подвеса в пределах ±30° от нулевого положения и фиксирует следящую раму в том поло­жении, в котором ее застало отключение питания. Стопор отлича­ется от арретира тем, что фиксирует рамки не в строго определен­ном положении относительно корпуса прибора, а в некотором диапазоне углового положения.

Когда внешняя рама карданова подвеса и следящая рама застопорены, на лицевой стороне прибора появляется красный флажок 26, сигнализирующий о том, что пользоваться прибором нельзя.

Стопорное устройство управляется двигателем Д1, включенным в схему прибора так, как показано на рис. 4.25. При отсутствии питания 36 В 400 Гц имеющаяся в схеме пружина, не встречая сопротивления со стороны момента двигателя Д1, стопорит рамки гироскопа с помощью специальных механических устройств. При этом флажок 26 находится в поле зрения.

При подаче питания 36 В 400 Гц на прибор в первичных обмотках импульсных трансформаторов Тр 1 и Тр2 появляются большие пусковые токи, так как они включены последовательно с гиромоторами авиагоризонта и указателя поворота Д2 и ДЗ. Сигналы, снимаемые со вторичных обмоток, поступают в блок ИПТ-1 (инди­катор потребляемого тока). Схема ИПТ-1 такова, что пока во вто­ричных обмотках трансформаторов проходят токи определенной величины, реле Р обеспечено и двигатель Д1 не работает, стопор фиксирует рамки; флажок в поле зрения. После того как обороты ротора достигнут определенной величины, токи уменьшатся, сработает реле Р и своими контактами включит обмотку управления двигателя Д1. Двигатель Д1, преодолев сопротивление упомянутой выше пружины, освободит рамки от стопорения, уберет из поля зрения красный флажок.

Если в процессе работы прибора произойдет обрыв фазы питающего напряжения, то на вторичной обмотке трансформатора Тр 1 сигнала практически не будет, так как первичные обмотки окажутся включенными встречно. Это приведет к тому, что ИПТ-1 обесточит реле Р и под действием двигателя Д1 застопорятся рамки 10 и 18, при этом красный флажок, сигнализирую­щий о невозможности пользоваться прибором, появится в видимой зоне шкалы. К такому же результату приводит и заклинивание гиромотора. При заклинивании гиромотора токи в фазах становятся большими и превышают пусковые значения, а это, как ска­зано выше, ведет к обесточиванию реле Р и вы­ключению двигателя Д1. Таким образом, наличие красного флаж­ка в поле зрения может означать отсутствие питания, разгон ги­ромотора, обрыв фазы питания, заклинивание гиромотора.

Для уменьшения виражных ошибок в электрической схеме при­бора предусмотрены выводы к подключению к внешним выключа­телям поперечной и продольной коррекций.

На лицевой стороне прибора имеется кнопка 25 с надписью «Нажать 3 мин не более», с помощью которой осуществляется ускоренная коррекция прибора, например, при начальной ориента­ции собственной оси гироскопа или для уничтожения больших после виражных ошибок.

Кремальера 27 служит для перемещения силуэта самолета 3 относительно корпуса прибора.