|
Каталог статей СССР
Авиагоризонты АГИ-1 (2-й серии) и АГИ-1С — Библиотека СССР (1964) (стр. 1—11 из 88)
5 АВИАГОРИЗОНТЫ АГИ-1 (2-й серии) И АГИ-1С
П р и м е ч а н и е. Применение цветной светящейся массы на указательных элементах прибора даёт наглядную ориентировку по углам крена и тангажа во время ночных полётов. III. СИСТЕМА ПОКАЗАНИЙ АВИАГОРИЗОНТОВ АГИ-1 (2-Й СЕРИИ) И АГИ-1С Авиагоризонт АГИ-1 (2-й серии) и АГИ-1С представляет собой комбинированные приборы, состоящие из двух самостоятельных визуальных приборов: гироскопической вертикали и указателя скольжения.
6 АВИАГОРИЗОНТЫ АГИ-1 (2-й серии) И АГИ-1С
Горизонтальные отметки нанесены через каждые 10º и оцифрованы через 20º. На коричневой части шкалы сделаны надписи «Спуск», а на голубой части — «Подъём». Зоны нечувствительности авиагоризонта к углам крена (при углах тангажа 80—90º) на коричневой и голубой части шкалы обведены кругами. Углы тангажа отсчитываются по положению центра силуэта самолётика относительно сферической шкалы. Шкала углов крена 6 нанесена на экране, закреплённом на корпусе прибора, и имеет деления через 15º. Оцифровка нанесена на отметках углов крена 30º и 60º. Углы крена отсчитывают по положению линии меридиана относительно нулевого индекса этой шкалы. Сферическая шкала прибора стабилизирована гироскопом, вследствие чего линия горизонта, нанесённая на шкале прибора остаётся параллельной плоскости истинного горизонта. При этом голубая часть шкалы (небо) всегда остаётся обращённой к земле. При эволюциях вместе с самолётом перемещается корпус прибора относительно сферической шкалы. Вследствие этого через лицевую, остеклённую часть корпуса прибора будет виден тот или иноё участок стабилизированной сферической шкалы и соответствующие деления, нанесённые на ней. Так как корпус авиагоризонта закреплён на приборной доске и лётчик в полёте не изменяет своего положения относительно кабины, ему будет казаться, что движется сферическая шкала прибора с нанесёнными на ней линией искусственного горизонта, линией меридианов и оцифровкой, а силуэт самолётика не изменяет своего положения относительно корпуса прибора. По положению сферической шкалы относительно силуэта самолётика определяется любое положение самолёта в пространстве (по углам крена и тангажа). Авиагоризонты АГИ-1 (2-й серии) и АГИ-1С позволяет определять положение самолёта по углам крена и тангажа: а) приблизительно (качественно), когда лётчик должен одним взглядом определять пространственное положение самолёта и Угол тангажа определяют: а) приблизительно — по положению силуэта самолётика 2, связанного с корпусом прибора, по отношению к цветным фонам на сферической шкале 3, связанной с гироскопом; Угол крена определяют: а) приблизительно — по положению линии меридиана 5 относительно нулевого индекса шкалы кренов. Если линия меридиана находится справа нулевого индекса — правый крен, если с лева — левый крен;
7 АВИАГОРИЗОНТЫ АГИ-1 (2-й серии) И АГИ-1С
б) точно — по положению меридиана 5 относительно шкалы кренов 6. Цена деления шкалы кренов 15º. Скольжение самолёта определяют по положению шарика указателя скольжения 7 относительно центральных индексов 8. IV. ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА АГИ-1 (2-й СЕРИИ) И АГИ-1СПринципиальные и конструктивные особенности приборов Авиагоризонт АГИ-1 (2-й серии) и АГИ-1С разработаны для самолётов, имеющих неограниченный диапазон углов крена и тангажа (например, истребители), с учётом тактики применения этих самолётов в сложных метеорологических условиях и ночью. Это назначение приборов определило их следующие принципиальные и конструктивные особенности: 1. Устойчивость гироскопа авиагоризонтов не зависит от положения самолёта по углам крена и тангажа.
Фиг. 3. Расположение гироскопа авиагоризонта на самолёте. Устойчивость трёхстепенных гироскопов авиагоризонтов, рассчитанных на небольшой угловой диапазон работы, зависит от величины углов крена и тангажа. Если гироскоп авиагоризонта расположен на самолёте так, как указано на (фиг. 3(б)), то устойчивость такого гироскопа определяется произведением Jφ cos γ ,
В приведённом выражении устойчивости гироскопа J и φ зависят от конструкции гироскопа и являются для каждого конкретного авиагоризонта величинами постоянными.
8 АВИАГОРИЗОНТЫ АГИ-1 (2-й серии) И АГИ-1С
Величина cos γ зависит от угла крена (γ), а следовательно, и устойчивость гироскопа, приведённого на (фиг. 3(б)) зависит от угла крена (γ). При горизонтальном полёте без крена (γ=0) величина cos γ = 1, следовательно, устойчивость гироскопа будет наибольшей. Во время эволюции с кренами, например виражей, устойчивость, уменьшается тем больше, чем больший угол крена имеет самолёт. При углах крена, близких к 90º, (боевой разворот, полупетля, бочка и т. п.) устойчивость гироскопа полностью (или почти полностью) теряется, так как cos 90º = 0 (Jφ cos 90º = 0). Ось гироскопа в таком положении может сбиваться с вертикального направления на углы до 30º. Если гироскоп авиагоризонта расположен на самолёте так, как указано на (фиг. 3(а)), то его устойчивость не будет зависеть от угла крена, но будет определяться углом тангажа. Устойчивость такого гироскопа определяется выражением J φ cos θ, где θ — угол тангажа. При горизонтальном полёте (θ=0) устойчивость гироскопа — наибольшая; при выполнении самолётом вертикальных фигур, (перля и полупетля Нестерова и т. п.) когда углы тангажа близки к 90º, устойчивость гироскопа также теряется и ось сбивается с вертикального направления. Чтобы можно было пользоваться прибором после совершения таких эволюций, необходимо ждать 5—10 мин, пока коррекционное устройство прибора восстановит ось гироскопа в вертикальное положение, или пользоваться арретирующим устройством. Последнее обременительно для лётчика, так как при разарретировании прибора требуется поставить самолёт в линию горизонтального полёта, а после выждать около 1 мин, чтобы дать возможность коррекционному устройству прибора устранить ошибки, возникшие при разарретировании. Только после этого прибор будет давать правильные показания. Естественно, что в боевых условиях лётчик не всегда сможет выполнять такие операции (отсутствие времени, полет в сложных метеорологических условиях и т. п.). Основная особенность гироскопа АГИ-1 (2-й серии) и АГИ-1С заключается в том, что их устойчивость постоянно сохраняется максимальной независимо от величины угла крена и тангажа самолёта. Это достигается благодаря автоматическому выдерживанию угла между внешней осью подвеса гироскопа и его главной осью равным 90º, поэтому угол, стоящий под знаком косинуса в выражении устойчивости, всегда равен нулю, а само выражение устойчивости для гиросистем АГИ-1 (2-й серии) и АГИ-1С примет вид J φ cos 0=J φ 1 = J φ.
9 АВИАГОРИЗОНТЫ АГИ-1 (2-й серии) И АГИ-1С. Схема гиросистемы авиагоризонта приведена на (фиг. 4). Трёхстепенный гироскоп, состоящий из гироузла 1 и карданной рамы 2,подвешен на шарикоподшипниках в следящей раме 3 (коррекционное устройство не показано). На карданной раме 2 расположен включатель 4, по которому скользят контакты 5, связанные с гироузлом 1. Включатель с контактами является чувствительным элементом.
Вследствие этого свойства гиросистем авиагоризонтов отпадает принципиальная необходимость в арретирующем устройстве и связанное с ним сложное обслуживание прибора в полёте. 2. Авиагоризонт АГИ-1 (2-й серии) и АГИ-1С измеряет истинные углы крена и тангажа. Авиагоризонт, предназначенный для пространственной ориентировки, должен измерять углы крена и тангажа без искажений, т. е. истинные углы.
10 АВИАГОРИЗОНТЫ АГИ-1 (2-й серии) И АГИ-1С
Если обозначить оси самолёта так, как показано на (фиг. 5), и поместить в центр тяжести самолёта другую систему координат, в которой ось oy направлена по вертикали, ось ox находится в вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось самолёта, а ось oz перпендикулярна первым двум (при этом оси ox и oz находятся в горизонтальной плоскости) тогда истинным углом тангажа будет называться угол (θ), заключённый между осью ox' и ox (угол наклона продольной оси самолёта к плоскости горизонта), а истинным углом крена — угол (γ), заключённый между нормальной осью самолёта oy' и её проекцией oy'' на вертикальную плоскость, проходящую через продольную ось самолёта ox' (угол поворота самолёта вокруг его продольной оси ox').
Фиг. 5. Обозначение истинных углов тангажа (θ) и крена (γ) самолёта. ox'—продольная ось самолёта, oy'—нормальная (вертикальная) ось самолёта, oz'—поперечная ось самолёта, о—центр тяжести самолёта.
Авиагоризонт АГК-47Б с гироскопом, расположенным так, как указано на (фиг. 3(б)), изменяет угол γ' крена как угол наклона поперечной оси oz' самолёта к плоскости горизонта, т. е. угол, заключённый между осью oz'' и её проекцией (фиг. 6) на горизонтальную плоскость xoz. Угол крена γ', показываемый таким авиагоризонтом, будет равен истинному углу крена γ только при горизонтальном полёте. При наличии угла тангажа γ может значительно отличаться от истинного угла крена. Так например, на входящей бочке при повороте самолёта вокруг продольной оси на 90º такой авиагоризонт покажет угол крена γ'=90º—θ, т. е. с ошибкой равной θ. При повороте самолёта на 180º вокруг продольной оси авиагоризонт покажет угол крена γ' =0º, т. е. покажет набор высоты при нулевом крене, тогда как самолёт находится в полёте вверх колёсами, т. е. истинный крен γ=180º.
11 АВИАГОРИЗОНТЫ АГИ-1 (2-й серии) И АГИ-1С
Угол тангажа θ' такой авиагоризонт измеряет как угол поворота самолёта относительно поперечной оси oz'. Он заключён между продольной осью самолёта ox' и линией ox'' пересечения плоскости y' ox' и горизонтальной плоскости xoz. Угол тангажа θ', показываемый таким авиагоризонтом, будет равен истинному углу тангажа θ только при полёте без крена (γ =0º). При наличии угла крена угол θ' может значительно отличаться от угла истинного тангажа θ.
Фиг. 6. Углы тангажа (θ') и крена (γ'), измеряемые авиагоризонтом АГК-47Б.
Так например, на боевом развороте с углом истинного крена γ =90º авиагоризонт будет при изменении истинного угла тангажа θ самолёта показывать изменение угла крена, в то время как последний в действительности не меняется и не покажет изменения угла тангажа. Правильное поставленное положение самолёта лётчик может определить только по авиагоризонту, измеряющему истинные углы крена и тангажа. Поэтому авиагоризонты, у которых гироскопическая система расположена так, как показано на (фиг. 3(б)), необходимо перед выполнением фигур сложного пилотажа арретировать не только из-за потери устойчивости гироскопа, но и больших ошибок авиагоризонта в показаниях. Если гиросистему расположить так, чтобы внешняя ось кардана I—I была параллельна продольной оси самолёта (см. фиг. 3(а)), то гиросистема будет измерять угол тангажа относительно внутренней оси II—II кардана, которая всегда расположена в горизонтальной плоскости независимо от пространственного положения самолёта. В этом случае будет измеряться истинныё угол тангажа самолёта — угол наклона продольной оси самолёта относительно горизонтальной плоскости (θ). Угол крена, измеряемый вокруг внешней оси кардана I—I, параллельной продольной оси самолёта, будет углом поворота самолёта вокруг его продольной оси, т. е. истинным углом крена (γ).
[1—11] [12—25] [26—38] [39—52] [53—72] [73—81] [82—88]
Источник: https://ussr-cccp.moy.su/index/biblioteka_sssr/0-19 Просмотров: 605
|
| |
|
|
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
