4.7 Авиагоризонт агк-47б

Авиагоризонт комбинированный, так как в одном кор­пусе смонтированы три прибора: авиагоризонт, указатель поворо­та и указатель скольжения.

Назначение авиагоризонта — обеспечение экипажа информаци­ей о положении самолета относительно плоскости горизонта. Ука­затель поворота служит для определения направления разворота самолета, а указатель скольжения измеряет скольжение. Указатель поворота рассмотрен в разд. 4.2, а указатель скольжения — в разд. 3.11. Упрощенные кинематическая, электрическая схемы и лицевая сторона авиагоризонта представлены на рис. 4.19, 4.20, 4.21; все обозначения на рисунках одинаковые.

Собственная ось вращения гироскопа 7 (см. рис. 4.19, 4.20) приводится в вертикальное положение с помощью маятниковой системы коррекции, куда входят электролитический маятник,,/6 и два соленоида 13 и 14, Соленоид 13 располагается перпендику­лярно внешней оси у карданова подвеса, а соленоид 14 — перпен­дикулярно внутренней оси х карданова подвеса на внутренней раме 6, выполненной в виде кожуха. Каждый из соленоидов имеет по две обмотки, создающих при прохождении по ним токов маг­нитные поля противоположного направления. В соленоидах име­ются металлические сердечники, которые имеют возможность пере­мещаться внутри соленоидов. Если собственная ось вращения гироскопа совпадает с направлением местной вертикали, то с элек­тролитического маятника на обмотки соленоидов поступают одина­ковые сигналы и сердечники находясь в среднем положении, не создают моментов вокруг осей карданова подвеса. При отклонении главной оси гироскопа от вертикального направления токи, протекающие по обмоткам соленоидов, будут не равны вследствие неодинаковых сопротивлений между контактами электролитичес­кого маятника. Это приведет к перемещению сердечников в соле­ноидах, и за счет их веса вокруг осей карданова подвеса возникнут моменты, которые возвратят ось собственного вращения гироскопа к вертикальному положению. Так соленоид 14 участвует в созда­нии момента вокруг внут­ренней оси карданова под­веса, а соленоид 13 — во­круг внешней оси подвеса.

Внешняя ось кардано­ва подвеса авиагоризонта параллельна поперечной оси самолета, поэтому ин­дикация тангажа осуще­ствляется по круговой шкале 4, связанной с внешней рамой карданова подвеса 5, и линии гори­зонта, связанной с корпу­сом прибора. При пикиро­вании или кабрировании линия горизонта переме­щается относительно не­подвижной шкалы — пи­лоту картина представля­ется обратной: силуэт са­молета 1 вместе со шка­лой 4 опускается или поднимается относительно линии горизонта. Индикация крена осуществляется по относительному положению силуэта самолета /, связанного с внутренней рамой карданова под­веса, и шкалы 3, закрепленной на внешней раме карданова подвеса. Для того чтобы индикация крена была естественной, т. е. силуэток самолета имитировал крен относительно плоскости горизонта, так же как и в АГБ-3, в АГК.-47Б применена пара шестерен с передаточным отношением 1:1. Шкала тангажа имеет оцифровку через 20°, а шкала крена имеет разметку через 15°. Индикация крена и тангажа у АГК-47Б при эволюциях само­лета представлена на рис. 4.11.

В авиагоризонте имеется механический арретир фиксированно­го типа, т. е. если в АГБ-3 и АГД-1 арретир работает только тогда, когда нажата кнопка, то в АГК-47Б имеется возможность, выдви­нув шток арретира 20 (рис. 4.21) на себя, зафиксировать его в этом положении. При арретированном приборе на лицевой стороне прибора появляется красный флажок с надписью «Арретир». Ког­да прибор заарретирован, ось собственного вращения гироскопа совпадает с вертикальной осью самолета, а оси у и x совпадают соответственно с продольной и поперечной осями самолета. На рукоятке управления арретиром написано «Арретир тянуть».

С помощью кремальеры 22 можно в некоторых пределах изме­нять положение линии искусственного горизонта относительно кор­пуса прибора, что иногда целесообразно делать для удобства выдерживания траектории полета по тангажу, при длительном негоризон­тальном полете.

Как и всякий авиагоризонт, АГК-47Б подвержен виражной ошибке, но ввиду того, что он пред­назначен для установки на легкомоторные самолеты, где может не быть выключателя коррекции, от­ключение коррекции в нем не произ­водится. В то же время для умень­шения ошибки при левом вираже прибор сконструирован таким обра­зом, что нормальным положением оси собственного вращения являет­ся ее наклоненное положение впе­ред, по полету, на 2°. Уменьшение ошибки именно для левого виража, вероятно, можно объяснить тем, что самолеты чаще совершают левые виражи, поскольку командир само­ лета сидит в кабине на левом кресле. Действительно, при левом вираже электролитический маятник будет показывать кажущуюся вертикаль, которая отклоняется внутрь виража на угол

(4.3)

где ω — угловая скорость виража; V — скорость полета самолета; g — ускорение силы тяжести.

Под действием системы поперечной коррекции с помощью со­леноида 13 гироскоп начнет прецессировать в сторону кажущейся вертикали со скоростью

В то же время при развороте конец собственной оси вращения гироскопа будет разворачиваться вокруг положения истинной вер­тикали со скоростью

(4.5)

где α₀ — начальный угол наклона оси собственного вращения ги­роскопа вперед (рис. 4.22), направленной в противоположную сто­рону, так как гироскоп стремится сохранить положение оси собст­венного вращения в пространстве неизменным. Направление скорости ω_γ противоположно направлению скорости прецессии гироскопа β.

Очевидно, для того чтобы при левом вираже не было ошибки, необходимо выполнение условия

(4.6)

или для небольших углов β₀ (4.6) можно записать

(4.7)

откуда

(4.8)

Зная К_у авиагоризонта и наиболее употребительные скорос­ти, при которых происходит разворот, можно определить необхо­димый угол α₀ наклона оси гироскопа.