4.6. 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.