АГД-1 — Авиагоризонт дистанционный — Гироскопический прибор СССР

Статья под цифровой редакцией подготовлена: Орловым Геннадием Викторовичем (08.11.1965) — Советским выдающимся публицистом СССР — Прозаиком СССР — Историком СССР

Страницы    [01]     [02]     [03]     [04]

Страна:    СССР.
Название:    АГД-1
Тип:    ?
Самолёт:   Ил-18
Создан:    ?
Завод:    ?
Отрасль:    Производство авиационной техники.

АГД-1 — Авиагоризонт дистанционный, гироскопический прибор СССР, служит для обеспечения лётчиков естественной, легко воспринимаемой, крупномасштабной индикацией положения самолёта в широком диапазоне углов крена и тангажа при сохранении правильных показаний после любых эволюций, встречающихся в практике пилотирования самолётов.   

Повествование

В АГД-1 визуальный указатель горизонта представляет собой следящую систему, воспроизводящую углы крена и тангажа в соответствии с электрическими сигналами, выдаваемыми дистанционно расположенной гировертикалью (гиродатчиком). Это позволило осуществить наиболее рациональную систему индикации. 

Благодаря использованию дистанционной передачи выходных сигналов гиродатчика оказалось возможным приводить в действие несколько визуальных указателей от одного гиродатчика.

Следует отметить, что гиродатчик позволяет выдавать электрические сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа, не только на визуальные указатели АГД-1, но и другим имеющимся на самолёте потребителям этих сигналов (курсовые системы, радиолокационные станции и т. п.).

Для некоторых потребителей необходимо преобразование выходных сигналов гиродатчика. Эта функция выполняется специальными устройствами — электромеханическим распределителем сигналов. В данном описании эти дополнительные агрегаты не рассматриваются.

II. Состав комплекта

В состав авиагоризонта АГД-1 входят один гиродатчик и один или два указателя горизонта (допускается подключение дополнительных указателей).

Для нормальной работы авиагоризонта АГД-1 требуется питание трёхфазным переменным током 36±2 в. 400±8 гц. и постоянным током 27±2,7 в.. Гиродатчик должен быть подключён к выключателю коррекции ВК-53РБ для отключения поперечной коррекции при разворотах.

Рис.1. Комплект АГД-1:

1 — гиродатчик; 2 — указатель горизонта.

Цепь сигнализации наличия питания и процесса арретирования запитывается от бортового источника питания постоянного тока 27в. (аккумулятора).

При отсутствии на самолёте централизованного источника трёхфазного переменного тока 36 в. 400 гц. или централизованного выключателя коррекции должны быть специально установлены преобразователь ПТ-125 и выключатель коррекции ВК-53РБ.

П р и м е ч а н и е.  Источники питания гиродатчика и выключатель коррекции в комплект АГД-1 не входят.

Комплект, состоящий из одного гиродатчика и одного указателя, обозначается АГД-1 (11); комплект, состоящий  из одного гиродатчика и двух указателей, обозначаются АГД-1 (12).

III. Основные технические данные АГД-1

1. Токи, потребляемые гиродатчиком АГД-1 с указателями горизонта:

а) от источника  переменного тока 36 в 400 гц:
при одном указателе — не более 1,6 а;
при двух указателях — не более 2 а.
б) от источника постоянного тока:
при одном указателе — не более 0,75 а;
при двух указателях — не более 1,25 а.

П р и м е ч а н и е.  При подключении выключателя коррекции ВК-053РБ потребление по переменному току увеличивается не более чем на 0,4а. в фазе.

При подключении преобразователя ПТ-125 потребление по постоянному току увеличивается не более чем на 8а..

2. Готовность комплекта к работе после включения питания (при стояночных углах самолёта по крену и тангажу не более ±4º):

при температуре от +50ºС до -30ºС — 1 мин.,
при температуре от -30ºС до -60ºС — 1,5 мин.,

3. Рабочие углы, в пределах которых выдаются правильные показания: по крену — 360º, по тангажу — 360º за исключением зоны углов 85 ± 95º пикирования и кабрирования.

4. точность выдерживания вертикали гироскопом гиродатчика с включённой коррекцией на не подвижном основании:

по крену — ±0,25º,
по тангажу — ±0,2º.

 5. Ошибки в показаниях углов крена после выполнения разворотов на углы до 360º — не более ±3º (возможны отдельные выбросы до 5 ± 6º). Ошибка в показаниях углов крена и тангажа после выполнения любых фигур сложного пилотажа не более ±5º.

6. Скорости коррекции гироскопа гиродатчика (в диапазоне температур +50 ± -60º):

поперечной — 2±8 град/мин,
продольной — 1±3 град/мин.

7. Угловая скорость разворота, при которой отключается поперечная коррекция гиродатчика по сигналу выключателя поперечной коррекции ВК-53РБ,—  0,1 ± 0,3 град/сек.

8. Горизонтальная составляющая продольного ускорения самолёта, при которой продольная коррекция практически отключается, 1,67 м/сек².

9. После-взлётная ошибка —не более 3º.

10. Максимальная скорость отработки следящей рамы гиродатчика не менее 360 град/сек.

11. Погрешность в передаче углов крена и тангажа на указатель горизонта:

на 0º                — ± 1º,
до ± 30º           — ± 1,5º,
свыше ± 30º     — ± 2,5º,

12. Чувствительность указателя горизонта к изменению углов крена и тангажа не хуже 0,3º.

13. Рабочий интервал температур — от +50º до -60ºС.

14. Высотность — 20.000 м.

15. Вес агрегатов:

гиродатчик  . . . . . . . . . . . . 7 кг,
указатель горизонта . . . . . . 2,6 кг.

IV. Агрегаты авиагоризонта дистанционного АГД-1

1. Гироскопический датчик

Рис.3. Гиродатчик без кожуха.

Гиродатчик представляет собой гироскоп с тремя степенями свободы, (рис. 4) состоящий из гироузла 1 в карданной раме 2, подвешенной на подшипниках в следящей раме 3. Следящая рама, с помощью отрабатывающей системы, непрерывно устанавливает внешнюю ось карданной рамы (ось её вращения) в положение, перпендикулярное главной оси гироскопа (оси ротора).

Отработка следящей рамы осуществляется по сигналам индукционного датчика 4, якорь которого закреплён на оси гироузла, а статор — на карданной раме.

При отклонении внешней оси карданной рамы от положения, перпендикулярного главной оси гироскопа (оси ротора), индукционный датчик выдаёт сигналы переменного тока на вход усилителя 5. Эти сигналы, усиленные в усилителе, заставляют вращаться двигатель-генератор 6 типа ДГ-1, который через редуктор 7 отрабатывает раму 3, а следовательно, и внешнюю ось карданной рамы в положение, перпендикулярное главной оси гироскопа, со скоростью заведомо большей, чем возможная скорость изменения крена самолёта.

В результате этого, при любых эволюциях самолёта ось ротора гироскопа не совпадает с осью карданной рамы, и гиродатчик приобретает свойство «невыбиваемости», то есть способность выдавать правильные показания после выполнения фигур сложного пилотажа.

Рис. 4. Кинематическая схема гиродатчика:

1 — гироузел; 2 — карданная рама; 3 — следящая рама; 4 — индукционный датчик; 5 — усилитель; 6 — двигатель-генератор ДГ-1; 7 — редуктор; 8 — коммутатор К₁; 9 — коррекционный мотор продольный (ПрК); 10 — коррекционный мотор поперечный (ПК); 11 — сельсин-датчик тангажа (Ст); 12 — сельсин-датчик крена (Ск); 13 — коммутатор К₂; 14 — редуктор; 15 двигатель; 16, 17, 18 и 19 — кулачки; 20 — рабочая пружина; 21 — возвратная пружина; 22 — толкатель; 23 — стержень; 24 — корпус прибора; 25 — шток арретира; 26 — концевой выключатель Вк₂; 27 — концевой выключатель Вк_1.

Для демпфирования колебаний следящей рамы при обработке её тахосигнал двигателя-генератора (то есть напряжение, пропорциональное скорости вращения рамы) подаётся на усилитель в качестве отрицательной скоростной обратной связи, где суммируется с сигналом индукционного датчика.

Для обеспечения правильного направления отработки двигателем-генератором следящей рамы при углах тангажа самолёта больше 90º фаза управляющего сигнала индукционного датчика переключается с помощью коммутатора 8 (К₁),расположенного на внешней оси карданной рамы. Из-за наличия коммутатора следящая рама имеет два рабочих положения относительно оси ротора гироскопа: основное, в которое она устанавливается системой дистанционного арретира, и перевёрнутое на 180º. При обоих положениях обеспечивается нормальное слежение следящей рамы за осью гироскопа.

Вертикальное положение оси ротора гироскопа контролируется двухосевым маятниковым жидкостным корректором П, укреплённым на нижней плоскости гироузла (на рис. 4 не виден), воздействующим на два коррекционных мотора: продольный 9 (ПрК), расположенный на внутренней оси карданной рамы, и поперечный 10 (ПК), расположенный на внешней оси карданной рамы.

Сигналы крена и тангажа выдаются плоскими сельсинами. Сельсин-датчик тангажа 11 (Ст) расположен на внешней оси карданной рамы, сельсин-датчик крена 12 (Ск) — на оси следящей рамы.

Так как сельсин-датчик крена замеряет углы рассогласования между корпусом прибора  (самолёта) и непрерывно отрабатываемой в плоскость горизонта следящей рамой (а не между корпусом самолёта и стабилизированным в плоскости горизонта гироскопом), то в динамике (при эволюциях по крену) сельсин-датчик выдаёт сигналы крена с динамическими ошибками. Например, при скорости изменения крена 60 град/сек. динамическая ошибка составляет приблизительно 1 градус.

При перевёрнутом положении следящей рамы нулевое положение ротора сельсина крена относительно статора изменяется на 180º; нулевое положение ротора сельсина тангажа относительно статора также изменяется на 180º и, кроме того, направление поворота ротора сельсина тангажа относительно статора при изменении тангажа меняется на обратное.

Для обеспечения правильности показаний указателя горизонта при перевёрнутом положении следящей рамы гиродатчика сигналы сельсинов крена и тангажа коммутируются.

Сигнал коммутации выдаётся коммутатором 13 (К₂), расположенным на внешней оси карданной рамы. при основном положении следящей рамы контакты коммутатора разомкнуты, при перевёрнутом положении — замкнуты.

Коммутация сигналов осуществляется специальным реле в гиродатчике (Р) и в указателе горизонта (0) после подачи на них сигналов с коммутатора.

Рис. 5. Принципиальная схема гиродатчика.

Для повышения точности показаний крена и тангажа при эволюциях самолёта предусмотрено отключение поперечной коррекции гироскопа при разворотах посредством серийного выключателя коррекции ВК-53РБ и отключение продольной коррекции при действии продольных ускорений (взлёт, торможение, разгон) с помощью жидкостного отключателя — акселерометра продольных ускорений, расположенного на гироскопе гиродатчика (ОЖ).

Жидкостный отключатель установлен на корпусе гиромотора таким образом, что реагирует на горизонтальную составляющую продольного ускорения самолёта. При отсутствии горизонтальной составляющей продольного ускорения пузырёк воздуха в отключателе расположен так, что сопротивление отключателя вместе с дополнительным сопротивлением R₈ обеспечивает выбранную скорость продольной коррекции. При появлении горизонтальной составляющей продольного ускорения одного, либо другого знака пузырёк перемещается, однако, сопротивление отключателя практически не меняется до тех пор, пока горизонтальная составляющая не достигнет величины приблизительно 1,67 м/сек², что соответствует отклонению кажущейся вертикали от истинной приблизительно на 9,5º. тогда сопротивление отключателя резко увеличивается, а скорость продольной коррекции резко уменьшается — продольная коррекция практически отключается. При дальнейшем увеличении ускорения коррекция практически остаётся отключенной.

Обратное срабатывание (включение) жидкостного отключателя происходит при уменьшении горизонтальной составляющей до величины приблизительно 1,05 м/сек², что соответствует отключению кажущейся вертикали от истинной приблизительно на 6º.

Для обеспечения минимального времени готовности АГД-1 в гиродатчике предусмотрен электромеханический арретир.

При запуске арретир срабатывает автоматически, при этом плоскость следящей рамы приводится в положение, параллельное основанию прибора,  а главная ось гироскопа — в положение, перпендикулярное к нему, после чего происходит автоматическое разарретирование.

Арретирующее устройство (рис. 4 и 7) состоит из следующих основных частей:

а) двигатель постоянного тока ПД-3 с редуктором 14 и фрикционной муфтой, ограничивающей усилия, передаваемые от двигателя к штоку арретира;
б) четырёх кулачков 16, 17, 18 и 19;
в) рабочей пружины 20 и возвратной 21;
г) толкателя 22 и стержня 23.

На внутренней оси карданного подвеса находится кулачок 16, который закреплён на корпусе гиромотора. Профиль кулачка состоит из двух симметричных ветвей, выполненных по логарифмической спирали. Кулачок имеет вырез, в который входит стержень 23, фиксирующий гироузел заарретированном положении.

Такого же типа кулачок 17, но несколько большего размера, расположен на внешней оси карданного подвеса. На следящей раме 3 имеется торцевой кулачок 19, профиль которого образует две симметричные ветви винтовой линии.

На корпусе прибора 24 установлен редуктор арретира 14; шток 25 арретира может двигаться возвратно-поступательно (без вращения) в гнезде выходной шестерни редуктора.

Рис. 6. Кинематическая схема арретира.

1 — гироузел; 2 — карданная рама; 3 — следящая рама; 14 — редуктор арретира; 16 — кулачок гироузла; 17 — кулачок карданной рамы; 18 — кулачок толкателя; 19 — кулачок следящей рамы; 20 — рабочая пружина; 21 — возвратная пружина; 22 — толкатель; 23 — стержень; 24 — корпус; 25 — шток редуктора арретира.

Выходная шестерня, вращающая в двух радиальных шарикоподшипниках, снабжена пальцем, который выдвигает шток, перемещаясь по винтовой канавке на его поверхности.

Полное арретирование прибора происходит за один оборот выходной шестерни. За это время ведущий палец перемещается на величину одного шага по винтовой канавке на штоке, после чего попадает в продольную канавку и откидывается назад под действием пружины, находящейся внутри штока и возвратной пружины 21.

Проследим взаимодействие частей арретирующего устройства при арретировании гиродатчика с вращающимся ротором гиромотора (повторное арретирование).

Предположим, что гироузел 1 и карданная рама 2 повёрнуты на произвольный угол и что следящая рама 3 также находится в произвольном положении.

Для приведения прибора в исходное положение необходимо подать сигнал на двигатель ПД-3 арретирующего устройства, после чего шток 25 начнёт выдвигаться. При нажатии штока на кулачок 19 следящая рама 3 приводится в положение, при котором её плоскость параллельна основанию прибора. При этом шток 25 соскальзывает с кулачка 19, давит на стержень арретира, нажимая тем самым через рабочую пружину 20 на кулачок толкателя 18, который своим выступающим концом упирается в кулачок 17 и с усилием, определяющимся характеристикой рабочей пружины 20, а также затяжной фрикционной муфты, стремится повернуть кулачок 17, а вместе с ним и карданную раму 2 вокруг оси вращения в сторону уменьшения плеча, на котором приложена сила.

Момент, приложенный к внешней оси карданного подвеса, вызовет прецессию гироузла вокруг внутренней оси до упора, который ограничивает поворот гироузла.

Во время прецессии гироузла фрикционная муфта редуктора арретира проскальзывает, передавая лишь тот момент, который не обходим, чтобы обеспечить прецессию гироузла в нужное время. После подхода гироузла к опору рама будет свободна поворачиваться вокруг внешней оси карданного подвеса до тех пор, пока выступающий кулачок 18 не войдёт в вырез кулачка 17. После фиксации карданной рамы относительно корпуса прибора наклонная плоскость кулачка 18 подойдёт к стержню 23, вдвинет его внутрь рамы, прикладывая момент кулачку 16 и гироузлу 1, вследствие чего гироузел, обладающий только двумя степенями свободы, так как карданная рама уже заарретирована, придёт в положение, когда стержень 23 находится в вырезе кулачка 16, что соответствует положению гироузла, при котором главная ось гироскопа перпендикулярна основанию прибора.

Во время арретирования гироузла выступающий конец кулачка 18 продвигается в вырез кулачка 17, не меняя положения карданной рамы.

Разарретирование прибора происходит практически мгновенно, когда ведущий палец выходной шестерни попадает в продольную канавку штока 25 и откидывается в исходное положение под действием возвратной пружины 21 и пружины в штоке арретира, которые в конце арретирования максимально сжаты. Энергию удара штока воспринимает резиновый буфер.

Процесс арретирования прибора при запуске (гиромотор не вращается) отличается от описанного тем, что каждая из рам арретируется как твёрдое тело.

З а п у с к    г и р о д а т ч и к а   (см. рис.4 и 5)

Если подключен резервный источник и не включено питание гиродатчика, то перед включением питания гиродатчика напряжение +27в. резервного источника питания, проводимое к штырькам 30—31-штемпельного разъёма гиродатчика, через нормально замкнутый контакт Ы-1 реле Ы, штырьки 15 и 16 штепсельного разъёма попадает на сигнальную лампочку наличия питания и арретирования в указателе горизонта, которая горит, сигнализируя об отсутствии питания гиродатчика.

При включении питания гиродатчика запуск гиродатчика осуществляется следующим образом:

1) +27в. через нормально замкнутый Ю-1 реле Ю подаётся на двигатель М арретира — шток арретира начинает выдвигаться, арретируя рамы прибора.

Питание переменным током гиромотора, системы коррекции, сельсинов-датчиков, индукционного датчика системы обработки, подводимое через контакты Э-1 (фаза III) и Э-2 (фаза II), не попадается.

В момент включения питания переменного тока срабатывает реле Ы и +27 в. резервного  источника питания начинает попадать на лампочку сигнализации через нормально замкнутый контакт Ю-2 и контакт Ы-1.

2) В начале движения штока срабатывает концевой выключатель ВК-1 (27), отключая возбуждение двигателя системы отработки следящей рамы. поэтому система отработки не противодействует работе системы арретирования.

Кроме того, при срабатывание концевого выключателя ВК-1 контакт Ю-1 блокируется контактом концевого выключателя.

3) В конце цикла арретирования (прибор заарретирован) толкатель заставляет сработать концевой выключатель ВК-2 (26). При этом срабатывает реле Э и Ю.

Контакт Ю-1 отключает +27 в. от двигателя и блокирует концевой выключатель ВК-2.

Однако, двигатель арретира продолжает работать, так как получает +27 в. через концевой выключатель ВК-1.

Контакт Ю-2, срабатывая, подаёт на лампочку сигнализации через Ы-1 +27 в. с двигателя арретира.

Это сделано для того, чтобы до момента разарретирования сигнальная лампочка продолжала гореть, а схема сигнализации наличия питания была бы подготовлена к работе.

Контакты Э-1 и Э-2 подключают фазы III и II питания переменного тока к гиромотору, системе коррекции, индукционному датчику и сельсинам-датчики.

Начинается разгон гиромотора. Задержка в подаче питания гиромотора на время арретирования способствует скорейшему восстановления гироскопа к истинной вертикали,  так как после окончания арретирования кинетический момент гироскопа мал, а скорость коррекции соответственно больше.

4) В момент разарретирования, когда шток под действием пружины откидывается в исходное положение, срабатывают сначала концевой выключатель ВК-2 (26), а затем ВК-1 (27).

При срабатывании ВК-2 снимается +27 в. с реле Э и Ю, но реле не отпускают, так как получают питание через нормально замкнутый контакт Я-1 и блокирующий контакт Ю-1.

При срабатывании ВК-1 снимается питание с двигателя арретира. При этом его якорь оказывается подключённым на сопротивление  R₅, что способствует уменьшению выбега двигателя, который работает в режиме нагруженного генератора.

При срабатывании ВК-1 прекращается подача +27 в. на лампочку сигнализации и она гаснет, сигнализируя, что питание включено.

Замыкание второго контакта ВК-1 обеспечивает включение возбуждения двигателя следящей системы, и следящая система начинает работать.

5) После арретирования гироскоп прибора продолжает разгоняться, одновременно система коррекции приводит его ось к вертикали.

Параметры прибора выбраны таким образом, что через 1 минуту после включения питания гироскоп приходит к вертикали с требуемой точностью, а его кинетический момент достигает величины, необходимой для нормальной работы прибора.

А р р е т и р о в а н и е   г и р о д а т ч и к а

В некоторых случаях, например, после временного нарушения электропитания АГД-1, может оказаться необходимым произвести арретирование гиродатчика в полёте. Для этой цели на указателе предусмотрена кнопка с надписью «Арретировать только гориз. полёте».

Арретирование осуществляется кратковременным нажатием кнопки. При этом +27 в. с кнопки попадает на реле Я, которое, срабатывая, размыкает контакт Я-1 и снимает +27 в. с реле Э и Ю.

При срабатывании этих реле двигатель арретира через контакт Ю-1 получает питание +27 в., через контакты Ю-2 и Ы-1 сигнальная лампочка получает +27 в. и загорается.

Одновременно схема гиродатчика приходит в такое же состояние, как в момент включения питания, и происходит арретирование. как описано выше, в разделе «Запуск гиродатчика».

С х е м а   с и г н а л и з а ц и и   н а л и ч и я   п и т а н  и я   и   а р р е т и р о в а н и я

Схема предусмотрена для сигнализации подачи питания 27в. постоянного тока и трёхфазного тока 36в. 400гц..

Кроме того, схема обеспечивает сигнализацию процесса арретирования, как это было описано выше.

Если в результате неисправности питающей электроцепи две фазы переменного тока из трёх перестанут подавать на гиродатчик, реле Ы отпускает, и контакты Ы-1 подаёт +27 в. на сигнальную лампочку. (Если на гиродатчик не попадает какая-либо одна из трёх фаз, система сигнализации не срабатывает).

Если прекратится подача питания 27 в., то отпустит реле Ю, и +27 в. через нормально замкнутый контакт Ю-2 и контакты Ы-1 попадает на сигнальную лампочку.

Все элементы гироскопического датчика размещены в корпусе цилиндрической формы. Корпус гироскопического датчика закрыт кожухом, в котором предусмотрено окно для наблюдения за работой прибора. Сквозь это окно виден жидкостный уровень, с помощью которого гироскопический датчик устанавливается в плоскость горизонта при монтаже и при проверках.

Полупроводниковый усилитель расположен в отдельном отсеке прибора, закрытом крышкой с жалюзями.

Гиродатчик в кожухе установлен на специальной подставке и закреплён с помощью двух стальных лент. Верхняя часть подставки, к которой прикреплён прибор покоится на четырёх амортизаторах, закреплённых на стойках, на которых предусмотрены устройства, позволяющие регулировать положения амортизаторов для правильной установки прибора по уровню по отношению к основанию подставки.

На кожухе гиродатчика имеется стрелка, указывающая направление полёта, а на основании подставки — индексы, указывающие направление продольной оси прибора.

Гиродатчик подключается к электросхеме с помощью жгута, заканчивающегося 32-контактным малогабаритным штепсельным разъёмом.

[01]     [02]     [03]     [04]