|
Каталог статей СССР
Авиагоризонт дистанционный АГД-1 — Библиотека СССР (1962) (стр. 1—17 из 49)
2 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1 Редактор Быкадорова Т. И. Г-71444 Продаже не подлежит
3 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
Для пилотирования самолёта в условиях отсутствия видимости естественного горизонта необходим прибор, показания которого давали бы лётчику ясное представление о положении самолёта в пространстве относительно истинного горизонта при выполнении любых эволюций. Для этой цели служит гироскопический авиагоризонт. В известных авиа горизонтах элементы индикации механически связаны с гироскопом, что затрудняет получение показаний, наглядно имитирующих действительное положение самолёта в полёте. Так, например, в авиагоризонте АГИ-1 (для истребителей) естественный горизонт имитируется белой линией на сферической шкале, отделяющей «небо» (Голубой фон) от «земли» (коричневый фон). Но при этом «небо» находится ниже линии горизонта, а «земля» выше линии горизонта, что требует от лётчика переориентировки при переходе от визуального пилотирования к слепому полёту. Авиагоризонт типа АГБ «выбивается» при выполнении некоторых эволюций, встречающихся в практике эксплуатации самолётов. Авиагоризонты АГК-47 также могут «выбивается» и, кроме того, имеют большие ошибки в показаниях после выполнения разворотов. Все существующие авиагоризонты имеют большие послевзлётные погрешности вследствие воздействия на систему коррекции гироскопа больших продольных ускорений при взлёте. В авиагоризонте АГД-1 эти недостатки устранены. I. НАЗНАЧЕНИЕОсновным назначением дистанционного авиагоризонта АГД-1 является обеспечение лётчика естественной, легковоспринимаемой, крупно масштабной индикацией положения самолёта в широком диапазоне углов крена и тангажа при сохранении правильных показаний после любых эволюций, встречающихся в практике пилотирования современных самолётов. 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.
4 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
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 комплектаВ 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 27 в (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.
5 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
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-11. Токи, потребляемые гиродатчиком АГД-1 с указателями горизонта: а) от источника переменного тока 36 в 400 гц: 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 0,4 а в фазе. При подключении преобразователя ПТ-125 потребление по постоянному току увеличивается не более чем на 8 а. 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., 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, 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, 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. Послевзлётная ошибка —не более 3º.
6 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
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, 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, IV. АГРЕГАТЫ АВИАГОРИЗОНТА ДИСТАНЦИОННОГО АГД-11. 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).
7 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
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 Вк1.
8 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-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.
9 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
Рис. 5. Принципиальная схема гиродатчика.
10 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
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; 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.
11 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
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.
12 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
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 +27 в 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.
13 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
При включении питания гиродатчика запуск гиродатчика осуществляется следующим образом: 1) +27 в 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.
14 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-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 27 в постоянного тока и трёхфазного тока 36 в 400 гц. 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.
15 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
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. 2. Дистанционный указатель горизонта Дистанционный указатель горизонта, внешний вид которого представлен на (рис. 7), воспроизводит углы крена и тангажа самолёта, замеряемые гиродатчиком. Указатель горизонта состоит из двух следящих систем: следящей системы тангажа и следящей системы крена, которые обеспечивают соответствующие перемещения подвижных элементов индикации — картушки и силуэта-самолёта. С л е д я щ а я с и с т е м а т а н г а ж а Состоит из сельсина-приёмника Ст, подключаемого к сельсину-датчику гиродатчика, двигателя генератора ДГ-0,5, редуктора и усилителя. Следящая система тангажа работает следующим образом: при наличии рассогласования между сельсином-приёмником указателя и сельсином-датчиком гиродатчика сигнал рассогласования с ротора сельсина-приёмника указателя подаётся на усилитель. Выходное напряжение усилителя заставляет вращаться двигатель-генератор ДГ-0,5, который через редуктор передаёт вращение катушке и ротору сельсина-приёмника, приводя его в положение, соответствующее положению ротора сельсина гиродатчика. Тахосигнал двигателя-генератора в качестве отрицательной обратной связи подаётся на усилитель, где, суммируясь с сигналом ротора сельсина-приёмника, обеспечивает демпфирование колебаний следящей системы тангажа.
16 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
Таким образом,катушка всегда приводится в положение, соответствующее углу поворота сельсина гиродатчика, то есть, указатель горизонта воспроизводит углы тангажа. Редуктор следящей системы имеет две выходные шестерни: одну (Z7) для отработки ротора сельсина, другую (Z9) для отработки катушки. Шестерни Z8 и Z10 сдвоенные, с пружинами для исключения люфта (рис. 9).
Рис. 7. Указатель горизонта: 1 — картушка; 2 — силуэт-самолётик; 3 — линия искусственного горизонта; 4 — шкала крена; 5 — центральная точка силуэта-самолётика — нулевой индекс; 6 — кремальера центровки тангажа; 7 — индекс центровки тангажа; 8 — кнопка арретирования; 9 — лампочка сигнализации наличия питания и арретирования; 10 — креноскоп.
Передаточное отношение от двигателя-генератора на катушку i = 250, а на ротор сельсина — i = 424, поэтому одному градусу поворота ротора сельсина (самолёта) соответствует 1,7 градуса поворота катушки. Этим достигается увеличенный масштаб отсчёта углов тангажа во всём диапазоне шкалы. Специальный упор ограничивает свободу вращения картушки пределами ±145º, что по шкале картушки составляет ±85º. В редукторе предусмотрена муфта проскальзывания, ограничивающая момент, передаваемый редуктором при повороте картушки до упора. Максимальная скорость отработки картушки — не менее 80 град/сек.
17 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
Рис. 8 Принципиальная схема указателя горизонта:
18 АВИАГОРИЗОНТ ДИСТАНЦИОННЫЙ АГД-1
Предусмотрена возможность регулировки положения горизонта шкалы тангажа (картушки) в диапазоне ±12º за счёт поворота статора сельсина тангажа с помощью кремальеры центровки. С кремальерой центровки связан также индекс центровки, расположенный с левой стороны лицевой части указателя. Внутри указателя расположено реле О, которое срабатывает по сигналу коммутации, получаемому от гиродатчика (если следящая рама его перешла в перевёрнутое положение), и коммутирует сигнал ротора сельсина тангажа. В результате этого, а также за счёт одновременного срабатывания реле Р в гиродатчике, которое коммутирует две фазы статора сельсина тангажа, обеспечиваются правильные показания указателя при переходе следящей рамы гиродатчика в перевёрнутое положение. С л е д я щ а я с и с т е м а к р е н а Состоит из аналогичных элементов и работает так же, как следящая система тангажа. Редуктор следящей системы крена имеет особенность, заключающуюся в том, что с трибкой двигателя-генератора связаны две шестерни Z12 и Z17, а далее движение передаётся на сельсин крена и силуэт-самолётик. Передача движения на силуэт-самолётик производится через пару конических шестерен Z20 и Z21. Передаточные отношения от двигателя-генератора канала крена к сельсину и к силуэту-самолётика одинаковы между собой и равны i = 160. Максимальная скорость отработки силуэта-самолётика — не менее 360 град/сек. С и с т е м а и н д и к а ц и и Система индикации в указателе горизонта АГД-1 отличается от системы индикации, применяемой в авиагоризонтах АГИ, АГБ и АГК-47. Основное отличие заключается в том, что показания крена и тангажа раздельны. Крены самолёта имитируются поворотом силуэта-самолётика. Отсчёт углов крена производится по оцифрованной шкале кренов, причём стрелкой служит конец крыла самолётика. Для отсчёта углов тангажа служит цилиндрическая шкала (картушка), ось вращения которой параллельна поперечной оси самолёта. Для отсчёта углов тангажа в центральной части силуэта-самолётика нанесена белая точка, являющаяся нулевым индексом тангажа. для большей наглядности показаний шкала тангажа выше линии искусственного горизонта окрашена в голубой цвет, а ниже линии искусственного горизонта — в коричневый. В нижней части передней лицевой стороны указателя горизонта смонтирован указатель скольжения (креноскоп). Принцип действия и конструкция его аналогичны обычно применяемым указателям скольжения.
[1—17] [18—27] [28—35] [36—49]
Источник: https://ussr-cccp.moy.su/index/biblioteka_sssr/0-19 Просмотров: 173
|
| |
|
|
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
