4.3. Погрешности гировертикалей

Погрешность от моментов трения в осях к а р д а и о в а п о двеса. В осях карданова подвеса неизбежно существуют моменты трения, поэтому прецессия гироскопа под действием коррекциониых моментов продолжается до тех пор, по­ка коррекционный момент больше момента трения. Движение ги­роскопа прекращается при равенстве этих моментов:

Отсюда следует, что главная ось гироскопа не дойдет до верти­кального положения па углы α* и β*:

Таким образом, из-за трения в осях карданова подвеса гировер­тикаль имеет зону застоя, которая зависит от величины момента трения в осях карданова подвеса и, естественно, от зоны нечувстви­тельности маятниковой коррекции (см. рис. 4.5). Чем больше удельный момент, развиваемый коррекционными двигателями, тем зона застоя меньше. Слишком большой удельный момент приводит к значительным ошибкам на вираже. Для авиагоризонтов зона застоя обычно равна 0,5—1°.

Виражная погрешность. Когда самолет совершает раз­ворот с угловой скоростью ω, то на маятник, кроме силы тяжести mg, еще действует центробежная сила mω²R , и маятник устанав­ливается не по истинной вертикали, а по равнодействующей этих сил (рис. 4.7). На коррекционные двигатели поступают сигналы, и главная ось гироскопа устанавливается в положение кажущейся вертикали. Этот процесс происходит тем быстрее, чем больше удельные моменты k_x, k_y системы коррекции. Как видно из рис.3.10, на вираже в основном неверно работает система поперечной коррекции. Поэтому в современных гировертикалях и авиагори­зонтах поперечная коррекция на виражах отключается специаль­ным устройством.

Естественно, что и линейные ускорения самолета, например, при увеличении скорости, также приводят к аналогичным ошибкам. Поэтому в таких авиагоризонтах как АГД-1 отключается и про­дольная коррекция. При отключении коррекции гировертикаль работает в режиме «памяти». После окончания самолетом эволю­ции, связанных с ускорениями, система коррекции включается и приводит главную ось гироскопа в вертикальное положение, если за время работы в режиме «памяти» она отклонилась.

Появляется ошибка у гировертикалей и за счет суточного вра­щения Земли и за счет собственной скорости полета самолета, однако для транспортных самолетов эта ошибка не превышает не­скольких угловых минут.

зрения появится красный флажок 12. Этот переключатель сое­диняет обмотки управления поперечного коррекционного двигате­ля 4 с фазой С, минуя сопротивление R2, и тем самым увеличивает

ток в двигателе, а следовательно, и раз­виваемый им коррекционный момент.

После выхода прибора на номиналь­ный режим работы переключатель 10 следует вернуть в исходное положение (флажок исчезнет из поля зрения). В но­минальном режиме работы управляющие обмотки коррекционного двигателя 4 соединены с фазой С через контакты вы­ключателя коррекции ВК-53РБ.. При совершении самолетом разворотов выключатель коррекции отключает попе­речный коррекционный двигатель, в противном случае возникает большая вираж­ная погрешность.

4.4. Авиагоризонт аги-1с

Авиагоризонт предназначен для определения положения самолета в пространстве относительно линии истинного горизонта, имеет встроенный прибор-указатель скольжения. Устанавливают авиагоризонт на транспортных самолетах гражданской авиации.

Кинематическая схема прибора изображена на рис. 4.8, упро­щенная электрическая — на рис. 4.9, а вид на шкалу — на рис. 4.10.

Рассмотрим работу прибора. Собственная ось вращения гиро­скопа (см. рис. 4.8) по сигналам от электролитического маятни­ка 8 с помощью коррекционных двигателей 3 и 10 устанавливается и удерживается в вертикальном положении.

Особенностью авиагоризонта АГИ-lc является способность работать в неограниченном диапазоне углов по крену и тангажу. Это возможно благодаря применению в прибо­ре дополнительной следящей рамы 4, ось которой совпадает с про­дольной осью самолета, а сама рама может поворачиваться отно­сительно самолета двигателем 11. Назначение дополнительной следящей рамы — обеспечить перпендикулярность оси собственного вращения гироскопа и оси внешней рамы карданова подвеса. При кренах самолета внешняя рама 5 карданова подвеса поворачива­ется вокруг оси внутренней рамы. Этот поворот фиксируется переключателем 9 (см. рис. 4.8 и 4.9), с помощью которого включа­ется двигатель 11,поворачивающий следящую раму 4, а вмести с ней и раму 5 в противоположном направлении. Следовательно, перпендикулярность собственной оси гироскопа 6 и оси внешней рамы при этом не нарушаются. При совершении самолётом эволюций по тангажу на углы, больше 90˚, с помощью переключателя 12 изменяется направление вращения двигателя 11. На­пример, если самолет делает фигуру «петля Нестерова», то в момент, когда он ока­жется в перевернутом сос­тоянии, т. е. изменит свое положение относительно главной оси гироскопа на 180°, направление вращения двигателя 11 для поворота следящей рамы следует из­менить на противополож­ное.

При совершении самоле­том эволюции по тангажу самолет обкатывается во­круг оси внешней рамы карданова подвеса и имеет по­этому диапазон работы 360°.

Индикация положения самолета относительно плос­кости горизонта в АГИ-1с осуществляется по силуэту самолета (см. рис. 4.8 и 4.10), укрепленного на корпусе прибора, и сферической шкале 2, связанной с осью внутренней рамы 7 карданова подвеса гироскопа. Сферическая шкала 2 окрашена в ко­ричневый цвет выше линии горизонта и в голубой — ниже линии горизонта. На коричневом поле имеется надпись «Спуск», на голу­бом — «Подъем». Таким образом, при наборе высоты силуэт само­лета вместе с самим самолетом переместится на голубое поле, как показано на рис. 3.18, в, так как шкала 2, связанная с гироскопом, останется неподвижной в пространстве. Следует отметить, что по­казания авиагоризонта АГИ-lc по тангажу противоположны пока­заниям АГБ-2. Это чрезвычайно важно, так как оба прибора иног­да устанавливают на одном самолете.

Рис 4.9 электрическая схема авиагоризонта АГИ-1.

Уменьшение времени начальной выставки оси собственного вра­щения гироскопа в вертикальное положение достигается последо­вательным включением обмоток возбуждения коррекционных двигателей 3 и 10 со статорными обмотками гиромотора. Кроме того, на внутренней раме 7 имеется механический маятник, который при невключенном приборе удерживает систему рам, примерно, в нуле­вом

положении. Для этой же цели служит механический арретир, при нажатии кнопки 15 кото­рого (см. рис. 4.10) дополни­тельная следящая рама уста­навливается в нулевое положе­ние. На кнопке имеется над­пись «Перед пуском нажать». С целью уменьшения ви­ражной погрешности авиагори­зонта поперечный коррекционный двигатель 3 на вираже от­ключается выключателем кор­рекции ВК-53РБ. На лицевой стороне прибора, внизу, распо­ложен указатель скольжения 13 и слева — рукоятка 14 для изменения положения силуэта самолета.