книги из ГПНТБ / Каюнов Н.Т. Самолет Л-29. Устройство, эксплуатация учеб. пособие

сится силой натяжения пружин 6, которые создадут момент отно­ сительно оси X—X, компенсирующий действие гироскопического момента. Гироскопический момент действует постоянно, пока про­ должается вынужденное вращение рамы гироскопа относительно вертикальной оси. С прекращением вращения рамы гироскопа во круг вертикальной оси гироскопический момент исчезает, и под

Рис. 106. Принцип действия указателя скольжения

действием пружин 6 ось ротора гироскопа устанавливается парал­ лельно поперечной оси самолета, а стрелка — в нулевое поло­ жение.

При прямолинейном полете или при вращении самолета вокруг оси X—X стрелка прибора не отклоняется от нулевой отметки шкалы.

Гироскоп указателя поворота чувствителен лишь к поворотам самолета относительно вертикальной оси.

Указатель скольжения прибора работает по принципу физиче­ ского маятника. Внутри стеклянной трубки, заполненной жид­ костью и изогнутой по определенному радиусу, помещается ша­ рик, который может перемещаться по трубке.

В горизонтальном полете самолета на шарик указателя сколь­ жения действует только сила тяжести G, равная его весу и на­ правленная вертикально. В этом случае шарик будет занимать по­ ложение, показанное на рис. 106,а.

При поперечных кренах стеклянная трубка наклоняется вместе с самолетом и шарик под действием силы тяжести G стремится занять в ней положение, показанное на рис. 106,6. При этом центр тяжести шарика совпадает с линией отвеса, т. е. с направлением истинной вертикали.

200

F = m • V- со,

где: m — масса шарика;

g — ускорение силы тяжести;

v —-линейная скорость полета самолета; со — угловая скорость вращения самолета.

Жидкость, которой заполнена трубка, затормаживает переме­ щение шарика при резких движениях системы, оказывая на него

Дистанционный авиагоризонт АГД-1 предназначен для опреде­ ления положения самолета в пространстве (относительно горизон­ та) при полетах в условиях отсутствия видимости естественного горизонта. Является комбинированным прибором. Указатель скольжения, укрепленный на лицевой части авиагоризонта, служит для определения наличия и направления скольжения при разворо­ тах самолета.

201

Рис. 107. Авиагоризонт АГД-1. Общий вид и упрощенная принципиальная схема:

Принцип действия авиагоризонта основан на свойстве гироско­ па с тремя степенями свободы сохранять неизменным направление

гироскоп сохраняет положение своей главной оси неизменным от­ носительно плоскости истинного горизонта (т. е. перпендикуляр­

202

Точность определения углов крена и тангажа зависит от того, насколько точно удерживается главная ось гироскопа в направле­ нии истинной вертикали.

В комплект АГД-1, устанавливаемого на самолете Л-29, входит один гиродатчик и два указателя АГД-1. Для питания АГД-1 ис­ пользуется переменный трехфазный электрический ток напряже­ нием 36±2 в, частотой 400±8 гц, постоянный ток напряжением 27±2,7 в.

Гиродатчик располагается под полом второй кабины, указате­ ли авиагоризонта — на средних панелях приборных досок в пер­ вой и второй кабинах.

В указателе' авиагоризонта АГД-1 показания крена и тангажа раздельны. Крены самолета имитируются поворотом силуэта са­

(картушка), ось вращения которой параллельна поперечной оси

обеспечения наглядности показаний шкала тангажа выше линии искусственного горизонта окрашена в голубой цвет, а ниже линии искусственного горизонта — в коричневый.

В нижней части лицевой стороны указателя смонтирован ука­ затель скольжения. В верхней части справа расположена кнопка арретирования с надписью «Арретировать только в гориз. полете». При кратковременном нажатии кнопки осуществляется цикл арре­ тирования гиродатчика. Рядом с кнопкой арретирования располо­ жена лампа сигнализации наличия питания и арретирования. Прибор помещен в кожух, имеющий сверху и снизу отверстия с фильтрами, через которые внутренняя полость прибора сообщает­ ся с окружающей атмосферой, чем устраняется возможность запо­ тевания стекла прибора при изменении атмосферных условий.

Питание переменным током от преобразователя ПТ-125Ц осу­ ществляется при включении автомата защиты сети «АГД-1», а по­ стоянным током — при включении автомата защиты «УП АГД-1», расположенном на вспомогательном электрощитке. При включении этих автоматов защиты гироскоп авиагоризонта автоматически арретируется, т. е. его главная ось устанавливается параллельно, а плоскости внешней и следящей рамок перпендикулярно к верти­

В полете при временном выключении питания, неуверенности летчика в правильности показаний авиагоризонта и перед заходом в облака необходимо вывести самолет в режим горизонтального полета без ускорений. Затем произвести арретирование АГД-1 на-

203

жатием кнопки «Арретировать только в гориз. полете», располо­ женной на лицевой части прибора.

При отказе авиагоризонта, определяемом по загоранию лам­ почки на передней стенке корпуса указателя, углы крена самолета определяются по показаниям ЭУП-53. Для имитации отказа (в учебных целях) указателя авиагоризонта АГД-1, расположенного в передней кабине, на левой панели в задней кабине имеются вы­ ключатели «Кренение» и «Тангаж». Первый из них служит для от­ ключения канала индикации крена, второй — для отключения ка­ нала индикации угла тангажа.

Основные технические данные АГД-1 приведены в таблице 19.

204

Гироскопический индукционный компас ГИК-1 предназна­ чен для определения магнитного курса и углов разворота само­ лета. Указатель его совмещен с указателем радиокомпаса, что позволяет также определять курсовые углы радиостанции, магнит­ ные радиопеленги радиостанций. В комплект гироиндукционного компаса входят: индукционный датчик ИД-2, коррекционный ме­

ти крыла самолета; гироскопический агрегат, усилители, выклю­ чатель коррекции и соединительная коробка — под правым пуль­ том второй кабины; коррекционный механизм — за сиденьем вто­ рой кабины; указатели УГР-1 и кнопки согласования — на при­ борных досках.

кольца к двум противоположным точкам потенциометра П2 , за­ крепленного на оси внешней рамки гирокомпаса. С трех щеток этого потенциометра напряжение через кольца Кг подводится к щеткам потенциометра П 3 указателя ГИК. Если два отвода по­ тенциометра указателя не находятся в положении электрического нуля, то напряжение с них через кольца Кз поступает на усили­ тель У3 , управляющий электродвигателем ЭДз указателя. Послед­ ний вращает шкалу указателя и одновременно потенциометр Пз. Когда на его отводах напряжение станет равным нулю, вращение

Пг в гироагрегате. Если самолет начинает разворачиваться отно­ сительно вертикальной оси, то щетки потенциометра П2 гироагрегата поворачиваются вместе с самолетом, а сам потенциометр ос­ тается неподвижным в пространстве, так как он закреплен на оси внешней рамки гироузла. При этом происходит перераспределение потенциалов, снимаемых щетками с потенциометров Пг. Следова­

управления электродвигателя ЭД 2 азимутальной коррекции. Пос­ ледний через редуктор Р со скоростью 3 град/мин. вращает щетки потенциометра П 2 гироагрегата. Когда напряжение на входе уси­ лителя У2 станет равным нулю, вращение щеток потенциометра

205

8 — указатель КППМ

206

прекратится. Этим обеспечивается положение щеток потенциомет­ ра гироагрегата, однозначно согласованное с положением щеток потенциометра П, коррекционного механизма.

Положение щеток потенциометра П: коррекционного механиз­ ма, в свою очередь, однозначно согласовано с положением индук­ ционного датчика И Д относительно магнитного меридиана земли.

Таким образом, в ГИК-1 имеются три отдельные следящие системы:

1. Следящая система индукционный датчик — коррекционный механизм. Она обеспечивает установление щеток потенциометра П] коррекционного механизма в соответствии с магнитным курсом самолета. В систему входят: индукционный датчик ИД, сельсинприемник СП, усилитель Уь электродвигатель ЭДь

2. Следящая система коррекционный механизм — гироагрегат. Она служит для установления щеток потенциометра П2 гироагре­ гата в положение, согласованное с положением щеток потенцио­ метра П] коррекционного механизма, т. е. с магнитным курсом са­ молета. В систему входят: потенциометр Пь усилитель У2 , электро­ двигатель Э Д 2 ) редуктор Р, потенциометр П 2 гироагрегата.

3. Следящая система гироагрегат — указатель.. Она служит для установления шкалы указателя в соответствие с положением щеток потенциометра П2 . В систему входят: потенциометры П2 и

П3 , усилитель Уз, электродвигатель ЭДз.

Впроцессе эволюции самолета по курсу индукционный датчик оказывает очень малое влияние на показания указателя, так как скорость перемещения щеток потенциометра П 2 гироагрегата

электродвигателем Э Д 2 очень мала. По этой же причине колеба­ ния основания индукционного датчика, поворотные и иные по­ грешности его не передаются к указателю. Лишь постепенно при наличии длительных, даже небольших, отклонений показаний ука­ зателя от магнитного курса положение щеток потенциометра ги­ роскопа корректируется в соответствии с магнитным курсом са­ молета. При включении компаса могут быть большие рассогласо­ вания в положениях щеток потенциометра П2 гироагрегата и ще­ ток потенциометра П1 коррекционного механизма. Поэтому сразу после включения и прогрева ГИК-1 следует нажать кнопку КС согласования, которая включает электромагнит ЭМ. Электромаг­ нит переключает редуктор электродвигателя ЭД 2 на малое пере­

магнитным курсом положение.

Для того, чтобы во время разворотов самолета не накаплива­ лась погрешность компаса в результате поворотных и креновых погрешностей индукционного датчика, коррекция в азимуте от­ ключается с помощью гироскопического выключателя коррекции ВК-53РБ, если в течение 5—7 сек сохраняется угловая скорость разворота более 0,3—0,7 град/сек.

207

Приведение оси ротора гироскопа гироагрегата в горизонталь­

Стрелка в указателе, связанная с ротором сельсина, воспроизво­ дит положение рамки радиокомпаса по отношению к продольной оси самолета и к компасному курсу самолета.

Перед полетом необходимо проверить работоспособность ГИК-1,

определения компасного курса самолета в случае отказа гироиндукционного компаса.

Принцип,действия магнитного компаса основан на использова­ нии свойства магнитной стрелки устанавливаться в направлении магнитного меридиана данного места.

Магнитный компас расположен над приборной доской в перед­ ней кабине.

В пластмассовый корпус прибора устанавливается картушка, являющаяся чувствительным элементом компаса. Шкала картуш­ ки равномерная с ценой деления 5°. Оцифрована шкала через 30°. Деления шкалы покрыты светящейся массой. Подсвет шкалы осу­ ществляется лампой. Для демпфирования колебаний картушки в корпус прибора залит лигроин. Компасный курс отсчитывается по делениям шкалы против курсовой нити.

208

Ряс. 109. Магнитный компас:

!— корпус; 2 —картушка; 3 — магнит; 4 — колонка; 5 — подпятник; 6 — шпилька

Акселерометр АМ-10 (рис. 110) предназначен для измерения перегрузки вдоль вертикальной оси самолета в диапазоне от —5g до +10 g. Акселерометр работает на принципе измерения сил инер­ ции (равных перегружающим) с помощью уравновешенного маят­ ника.

Чувствительным элементом акселерометра является маятник, представляющий собой грузики (8, 9), уравновешенные с помощью пружин (6, 13). На оси качания маятника жестко закреплен сек­ тор, входящий в зацепление с трибкой (5), на оси которой укрепле­ ны стрелки (4, 1). Акселерометр устанавливается в центре тяже­ сти самолета. В горизонтальном полете сила веса грузика уравно-