Конструкция

Гироскопический агрегат состоит из следующих основных узлов:

1) трех гироскопических узлов одинаковой конструкции;

2) корректирующего устройства;

3) трех датчиков дистанционной передачи;

4) разгрузочных электродвигателей с редукторами;

5) токоподводов;

6) преобразователя координат;

7) курсовой, продольной и поперечной кардановых рам;

8) основания с амортизаторами и кожухом;

9) виражного механизма с виражным маятниковым и силовым сельсином;

10) группы конденсаторов и сопротивлений для регулирования процесса координированного разворота.

Три конструктивно одинаково оформленных гироскопических узла состоят каждый из асинхронного гиромотора с кинетическим моментом 2000Гсмсек, электромагнитного датчика моментов и трехстержневого индукционного датчика.

Все эти узлы смонтированы в специальной раме, закрепленной на курсовой раме в соответствующем положении в зависимости от назначения гироскопа (А, В или C).

Индукционный датчик состоит из двух элементов: статора и якоря. Железо статора имеет три стержня, на которых укреплены две сигнальных обмотки и одна обмотка возбуждения.

Датчик моментов представляет собой электромагнит переменного тока с двумя катушками (для обеспечения моментов разного знака), сердечником и якорем.

2. Жидкостный переключатель является чувствительным элементом системы коррекции в горизон.

3. Для передачи сигналов, пропорциональных угловым отклонениям, используется дистанционная передача на плоских сельсинах.

Ротор каждого сельсина-датчика питается напряжением 36в 400Гц и создает магнитное поле, положение которого по отношению к статору зависит от поворота ротора относительно статора.

Поле ротора индуктирует в статоре, состоящем из трех обмоток, соединенных звездой, три напряжения которых передаются на статор приемника.

4. В качестве разгрузочных двигателей в гироскопическом агрегате применены двигатели типа ДИД-0,5.

Для передачи электроэнергии на взаимно вращающиеся элементы гироскопического агрегата применены токоподводы, обеспечивающие наличие контакта при повороте одного узла относительно другого на углы более 360°.

Виражный механизм, установленный на основании стабилизированной платформы, состоит из координатного

преобразователя и тангенсного счислителя .

Статоры тангенсного счислителя и координатного преобразователя жестко закреплены в корпусе виражного механизма. Роторы тангенсного счислителя и координатного преобразователя посажены на ось, которая через шестеренчатую передачу с передаточным числом 11 связана с поперечной рамой стабилизированной платформы. При изменении положения самолета относительно продольной оси, роторы виражного механизма (вследствие того, что они связаны со стабилизированной платформой) сохраняют свое положение неизменным, а статоры поворачиваются вместе с самолетом. Кроме того, в виражном механизме установлен контактный коллектор, с помощью которого отключается коррекция стабилизированной платформы по горизонту и включается виражный маятник при кренах более 5°.

К корпусу виражного механизма с одной стороны крепится плата, с закрепленным на ней виражным маятником. Виражный маятник представляет собой трехстержневой индукционный датчик, якорь которого подвешен на цапфах и может качаться относительно горизонтальной оси, параллельной продольной оси самолета, а катушки с сердечником жестко закреплены на плате основания виражного маятника.

При выполнении координированного разворота, если разворот правильный, скольжение отсутствует, и якорь индукционного датчика в виражном маятнике устанавливается по кажущейся вертикали, которая симметрична относительно статора индукционного датчика, закрепленного на плате, связанной с корпусом, гироагрегата (или с самолетом).

С другой стороны к корпусу виражного механизма крепится датчик силового сельсина типа А8. Датчик A8 соединен с сельсином-приемником БС-1 в указателе горизонта. Ось ротора датчика через шестеренчатую передачу с передаточным числом 1:1 связана с поперечной рамой стабилизированной платформы. Ротор датчика силового сельсина питается напряжением 45 В 400 Гц, а статор соединен со статором сельсина-приемника в указателе горизонта.

Все перечисленные узлы гироскопического агрегата монтируются последовательно на курсовой раме (или платформе), на продольной и поперечной рамах карданного подвеса стабилизированной платформы. Карданный подвес стабилизированной платформы устанавливается на подшипниках в основание стабилизированной платформы. На специальный прилив в этом основании также устанавливается и закрепляется виражный механизм с виражным маятником и датчиком сельсина А8. Каждая рама карданного подвеса стабилизированной платформы имеет свободу вращения относительно следующей рамы: так курсовая рама вращается в продольной относительно вертикальной оси самолета; продольная рама в поперечной относительно поперечной оси; поперечная рама в основании относительно продольной оси. Вся стабилизированная гироскопическая платформа подвешивается на четырех резиновых амортизаторах и четырех спиральных пружинах в основании гироскопического агрегата, так что специальной амортизации гироскопического агрегата при установке его на самолет не требуется.

На основании гироскопического агрегата установлены три штепсельных разъема, с помощью которых

гироскопический агрегат соединяется с агрегатом управления.

На основании гироскопического агрегата укреплены четыре потенциометра:

а) потенциометр “Фаза крена” - для регулирования сигнала, поступающего от тангенсального счислителя виражного механизма на вход усилителя канала крена;

б) потенциометр “Угловая скорость” - для регулирования сигнала, поступающего от преобразователя координат виражного механизма на вход усилителя канала курса;

в) потенциометр “Крен” - для регулирования сигнала поступающего от тангенсного счислителя виражного механизма на вход усилителя канала крен;

r) потенциометр “Скольжение” - для регулирования сигнала, снимаемого в схему от виражного маятника.

На основании гироскопического агрегата также укреплены конденсаторы и сопротивления, с помощью которых производится фазирование сигналов координированного разворота.

На фиг. 3 приведен чертеж гироскопического агрегата.

Вид по стрелке А.

Фиг. 3. Гироскопический агрегат.

2. БЛОК ДЕМПФИРУЮЩИХ ГИРОСКОПОВ

Назначение и принцип действия

Блок демпфирующих гироскопов предназначен для получения электрических сигналов, пропорциональных угловой скорости и угловому ускорению самолета относительно трех осей.

Для измерения угловой скорости и углового ускорения самолета используется свойство гироскопа с двумя степенями свободы поворачиваться вокруг оси прецессии при наличии угловой скорости вокруг измерительной оси.

Преобразователь координат.

Преобразователь координат используется в гироскопическом агрегате автопилота в качестве фазовращателя, дающего два напряжения, фаза которых соответствует углу поворота ротора и имеет взаимный сдвиг 90°. В гироскопическом агрегате преобразователь координат преобразует величину напряжений, соответствующие системе координат ориентированной относительно Земли в величины напряжений, соответствуют системе координат, жестко связанной с самолетом (отсюда и название).

Преобразователь координат представляет собой индукционный фазорегулятор, выполненный по типу асинхронной машины с трехфазной обмоткой на статоре и двумя раздельными обмотками на роторе, оси которых сдвинуты между собой на 90°.

При питании, обмотки статора трехфазным напряжением в индукционной системе преобразователя координат возникает круговое вращающееся поле, которое не зависит от положения ротора (при симметричной нагрузке вторичных обмоток), что в свою очередь обуславливает соответствие фаз напряжений на обмотках ротора углу поворота ротора (при практически неизменной ветчине напряжений). Практически напряжение на обмотках ротора несколько колеблется при повороте, что обусловлено инструментальными погрешностями.

Напряжения на обмотках ротора могут быть выражены следующим образом:

U^'_рот= kU₁sin(wt + a)

U^''_рот= kU₂cos(wt + a),где

а - угол поворота ротора относительно начального положения

соответствующего нулевому фазовому сдвигу относительно

оси одной из обмоток ротора.

Съем сигналов, пропорциональных угловому отклонению самолета и дистанционная передача их приемникам для дальнейшей отработки и съема производится с помощью системы сельсиновой дистанционной передачи, состоящей из плоских сельсинов. Датчики ДП1, ДП2 и ДП3 этой системы установлены на каждой из осей карданного подвеса, в результате чего имеется возможность получать сигналы, пропорциональные отклонению самолета по крену, курсу и тангажу.

Фиг.4. Преобразователь координат (принципиальная схема)