МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)
Автоматизированные комплексы систем ориентации и навигации
АВИАГОРИЗОНТ АГБ-2, АГИ-1
Руководство к лабораторной работе
|
по курсам: |
Приборы и датчики систем ориентации и навигации; Прикладная теория гироскопов.
|
Специальности 181200, 181001.
|
Утверждено на заседании учебно-методической комиссии кафедры 305 МАИ |
Москва МАИ 2010г.
Цель лабораторной работы:
Целью лабораторной работы является:
Уяснение принципа действия авиационных гирогоризонтов.
Изучение кинематический схем отечественных гирогоризонтов.
Изучение конструкции гирогоризонтов АГБ-2 и АГИ-1.
Ознакомление с основными техническими параметрами авиагоризонтов.
При пилотировании современного летательного аппарата лётчику необходимо иметь информацию о взаимном положении самолёта и плоскости горизонта (или положения вертикали места). Эта информация может быть получена измерением углов тангажа, крена. Гироскопические устройства, измеряющие эти углы, носят названия гировертекалей.
Рис. 1 Отклонение от истинной вертикали главной оси некорректируемого гироскопа за счёт вращения Земли и перемещения гироскопа относительно Земли.
Гировертикали, предоставляющие пилоту визуальную информацию об углах клена и тангажа, называются авиагоризонтами.
Принцип действия авиагоризонта основан на использовании свойств симметричного астатического гироскопа с темя степенями свободы. Главная ось вращения гироскопа располагается вертикально. Необходимое количество степеней свободы обеспечивается применением карданного подвеса. Известно, что такой гироскоп с точностью до инструментальных погрешностей может сохранять неизменным в пространстве первоначальное положение своей главной оси. Для поддержания необходимой скорости вращения ротора гироскопа могут быть использованы различные виды энергии, имеющиеся на борту ЛА. Для этой цели наиболее широко применяется электрическая энергия. В этом смысле изучаемые авиагоризонты АГБ-2 и АГИ-1 являются электрическими.
Гирогоризонты (гировертикали) относятся к классу позиционных гироскопов, обладающих избирательностью по отношению к направлению вертикали места. Избирательность гирогоризонта обеспечивается применением специальных корректирующих устройств, восстанавливающих положение главной оси гироскопа в положение истинной вертикали.
Чувствительным элементом коррекции авиагоризонта является физический маятник. Исполнительными элементами этой системы могут быть моментные устройства, основанные на самых различных физических принципах. В авиагоризонтах чаще всего в качестве исполнительных элементов системы коррекции используют электрические двигатели.
Скорость коррекции авиагоризонта выбирают в пределах 1-6°/мин.
Однако, специфика связей карданова подвеса, определяющего степени свободы гироскопа, не может обеспечить постоянство скоростей прецессии (при постоянном значении воздействующего момента) при изменении угла между рамками. Эта скорость минимальна при взаимоперпендикулярном расположении рамок и возрастает при нарушении этой перпендикулярности.
В этом смысле говорят об уменьшении «устойчивости» гирогоризонта. В зависимости от расположения осей карданова подвеса по отношению к осям ЛА взаимная перпендикулярность рамок может нарушаться либо при крене, либо при тангаже.
При углах крена (или тангажа), равных 90°, устойчивость будет полностью потеряна. Поэтому для «обычных» гирогоризонтов (не имеющих специальных устройств, предотвращающих потерю устойчивости) угловой диагонали работы по крену (или тангажу) ограничен.
T.о. устойчивость трёхстепенных гироскопов, рассчитанных на небольшой угловой диапазон работы, зависит от величины углов крена и
тангажа.
Если гироскоп авиагоризонта расположен
на самолёте так, что указано на фиг. 2а,
то устойчивость такого гироскопа
определяется произведением
,
где
I – момент инерции ротора гироскопа;
–
угловая
скорость ротора;
– угол
крена самолёта.
Рис. 2 Примеры расположения гироскопа авиагоризонта на самолёте
В
приведённом выражении устойчивости
гироскопа величины I и
зависят от конструкции гироскопа и
являются для каждого конкретного
авиагоризонта величинами практически
постоянными. Величина
зависит от угла крена (
),
а следовательно, и устойчивость гироскопа,
приведённого на фиг. 2а, зависит от угла
крена.
При горизонтальном полёте без крена ( =0) величина равна I, следовательно, устойчивость гироскопа будет наибольшей. Во время эволюции с кренами, например, виражей, устойчивость уменьшается тем более, чем больше угол крена имеет самолёт. При углах крена, близких к 90° (боевой разворот, полупетля, бочка и т.п.), устойчивость гироскопа полностью (или почти полностью) теряется, так как cos90° = 0.
Ось гироскопа в таком положении легко выбивается из вертикального положения на углы до 30°.
Если
гироскоп авиагоризонта расположен на
самолёте так, как указано на фиг. 2б, то
его устойчивость не будет зависеть от
угла крена, но будет определяться углом
тангажа. Устойчивость такого гироскопа
определяется выражением
где
– угол тангажа.
При горизонтальном полёте устойчивость гироскопа наибольшая. При выполнении самолётом вертикальных фигур (петля и полупетля Нестерова), когда углы тангажа близки к 90°, устойчивость гироскопа также теряется, и ось выбивается из вертикального положения.
Чтобы иметь возможность пользоваться прибором после совершения таких эволюций, необходимо ждать 5-10 минут, пока коррекционное устройство прибора восстановит ось гироскопа в вертикальное положение, или пользоваться ориентирующим устройством (если оно имеется).
Эти недостатки устранены в приборе АГИ-1 за счёт введения третьей рамки и отрабатывающего мотора.
Авиагоризонт агб-2
Авиагоризонт АГБ-2 представляет комбинацию двух приборов, размещённых на одном корпусе: авиагоризонта и указателя скольжения. Показания обоих приборов выведены на лицевую панель прибора. Считывание информации в авиагоризонте, определяющем положение самолёта по крену и тангажу, осуществляется следующим образом. На переднем фланце корпуса прибора расположен силуэт самолётика 1, который при наклоне самолёта в точности повторяет эти наклоны по отношению к экрану 3, связанному с карданной рамкой (см. фиг. 3). Горизонтальная планка 2, имитирующая линию горизонта, перемещается передаточно- множительным рычажным механизмом, ось вращения кулисы которого находится на карданной раме, а палец кривошипа укреплён на гироузле. При пикировании ЛА планка поднимается над силуэтом самолётика, при кабрировании опускается под силуэт самолётика.
Кинематическая схема авиагоризонта агб-2
Гироузел 6 (фиг. 3) подвешен на шарикоподшипниках в карданной раме 5. На нижнее базовой полуплоскости гироузла (корпуса гиромотора) крепится жидкостно-маятниковый переключатель - чувствительный элемент корректирующего устройства 8. На оси гироузла жёстко укреплён ротор поперечного корректирующего мотора 4. Электрический ток для питания гиромотора и других электрических элементов с карданной рамы на гироузел передаётся при помощи безмоментных токоподводов.
Карданный узел подвешен на шарикоподшипниках в корпусе прибора. Корпус является соединительным элементом для всех узлов прибора. С карданной рамой жёстко связан статор поперечного коррекционного мотора 4, сферический экран 3 с вертикальным индексом для отсчёта кренов по шкале поперечных кренов, связанной с корпусом прибора. Три горизонтальные линии на экране служат для указания угла тангажа 0± 10°. На оси карданной рамы жёстко укреплён ротор продольного коррекционного мотора 7, а также токоподводы для передачи питания с корпуса прибора на электрические элементы карданного узла. На карданной раме укреплён кронштейн, в котором на миниатюрных шарикоподшипниках закреплена планка с линией - «горизонтом» - 2. В прорезь планки входит палец, жёстко связанный с гироузлом.
1 - силуэт самолёта; 2 - индекс «горизонт»; 3 - шарообразная шкала; 4, 7 – коррекционные двигатели; 5 - внешняя рама коррекционного подвеса; 6 - внутренняя рама карданного подвеса; 8 - электролитический маятник; 9 - гиромотор.
Рис. 3
Таким образом, поскольку гироузел всегда стабилизирован B горизонтальной плоскости, планка с линией-горизонтом будет перемещаться в зависимости от наклона оси карданной рамы по отношению к плоскости горизонта (или главной оси гироскопа). По взаимному положению силуэта самолётика относительно линии горизонта и определяется положение самолёта по крену и тангажу.
С корпусом связаны статор продольного коррекционного мотора 7, а также передний фланец, на котором смонтированы следующие узлы: механизм изменения угла атаки со своей рукояткой, механизм блокировки выключения поперечной коррекции во время пускового режима прибора, указатель скольжения и шкала приборов.
Механизм блокировки включения поперечной коррекции служит для обеспечения привода гироскопа в рабочее положение во время пускового режима прибора. Во время пускового режима, после затухания нутационных колебаний гироскопа гиросистема может находиться в положении завала по крену, при котором поперечная коррекция выключена выключателем поперечной коррекции на вираже (АГБ-1). Гироскоп из этого положения не восстановится в начальное положение.
Отсюда следует, что в течение всего пускового режима прибора поперечная коррекция должна работать. Это обеспечивается механизмом блокировки выключения поперечной коррекции путём поворота рукоятки 5 (фиг. 5).
В качестве контрольного элемента, указывающего на то, что поперечная коррекция заблокирована, служит сигнальный флажок, связанный с рукояткой. Когда поперечная коррекция заблокирована, сигнальный флажок появляется в окне лицевой стороны прибора. Когда блокировка снята, сигнальный флажок исчезает из окна.