Теория (часть 2) / PNO_PRO_V3

4.7 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 самолета сидит в кабине на левом кресле. Действительно, при левом вираже электролитический маятник будет показывать кажущуюся вертикаль, которая отклоняется внутрь виража на угол

(4.3)

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 α₀ — 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

(4.6)

или для небольших углов β₀ (4.6) можно записать

(4.7)

откуда

(4.8)

Зная К_у авиагоризонта и наиболее употребительные скорости, при которых происходит разворот, можно определить необходимый угол α₀ наклона оси гироскопа.

Содержание