2.4.1 Авиагоризонт агб-3к
Измеряет углы крена и тангажа, а также наличие скольжения. Принцип действия основан на использовании гироскопа с 3-мя степенями свободы, главная ось которого первоначально с помощью арретира устанавливается в вертикальное положение. Она остается в вертикальном положении в то время, как самолет, изменяя угол крена и тангажа, вместе с корпусом прибора разворачивается относительно главной оси гироскопа (см. рис. 2.9).
1-сельсин-датчик тангажа: 2 – наружная рамка гироузла; 3 - гироузел; 4 - сельсин-датчик крена; 5-упор; 6,9-моментные двигатели; 7 - ограничитель; 8-жидкостный датчик коррекции; 10 - силуэт самолета; 11 - шкала крена; 12 - арретир; 13 - флажок отказа питания; 14-индекс; 15 - шкала тангажа; 16 - сельсин-приемник тангажа; 11-кремальера регулировки горизонта; 18-двигатель-генератор; 19 – усилитель
Рисунок 2.9 – Кинематическая схема авиагоризонта АГБ-3К
Разворот по крену через зубчатую пару разворачивает силуэт самолета на двойной угол крена. Угол тангажа измеряется с помощью электрической дистанционной передачи, состоящей из сельсин-датчика 1, установленного на оси внутренней рамы гироскопа, трехпроводной линии связи, сельсин-приемника 16, усилителя 19 и двигателя 18, который вращаясь, перемещает шкалу тангажа 15. На лицевой части (рис. 2.10) имеется силуэт самолета, шкала углов крена, шкала тангажа, флажок отказа питания, кнопка арретира 12, ручка перемещения шкалы тангажа 17, указатель скольжения 21.
Измерение тангажа ограничено углами от 0 до 80О. Ограничение связано с выбиванием гироскопа при совмещении оси внешней рамы с главной осью гироскопа. Чтобы избежать выбивания в авиагоризонте имеются ограничители, которые при углах тангажа более 80О препятствуют дальнейшему движению внешней рамы в сторону совмещения с главной осью гироскопа.
Рисунок 2.10 – Лицевая часть авиагоризонта АГБ-3
2.4.2 Авиагоризонт агд-1
Авиагоризонт дистанционный АГД-1 (рис. 2.11) позволяет измерять углы крена и тангажа без ограничений и может использоваться при выполнении фигур высшего пилотажа. Для исключения выбивания гироскопа в этом авиагоризонте имеется дополнительная следящая рама 3 (рис. 2.12), с помощью которой удается постоянно поддерживать перпендикулярность главной оси гироскопа и плоскости внешней рамы. Перпендикулярность контролируется с помощью индукционного датчика 11. Сигнал с индукционного датчика поступает на двигатель 1, который разворачивает внешнюю раму 5 таким образом, что бы внутренняя рама 10 и внешняя рама 5 остались взаимно перпендикулярны.
1 – индекс центровки тангажа; 2 – линия искусственного горизонта; 3 – нулевой индекс; 4 – кнопка арретирования; 5 – лампа сигнализации; 6 – цилиндрическая шкала тангажа; 7 – указатель скольжения; 8- шкала крена; 9- кремальера центровки тангажа; 10- силуэт-самолет
Рисунок 2.11 – Указатель и гиродатчик АГД-1С
1, 14, 16-двигатель-генератор; 2, 23-коммутаторы; 3, 5, 10 - рамки; 4, 24 - электродвигатели; 7, 12, 13, 17 - сельсины; 8, 9 - реле; 11 - индуктивный датчик; 15 - картушка; 18 - шестерня; 19, 22 - индексы; 20 - шкала; 21 - кремальера; 25 - жидкостной маятниковый переключатель; 26 - контакты выключателя коррекции; 27 - жидкостной выключатель
Рисунок 2.12 – Кинематическая схема авиагоризонта АГД-1
В связи с усложнением гироузла его помещают в отдельный корпус, именуемый 458 МКС (рис. 2.11, 2.12), а связь между индикатором и гиродатчиком обеспечивается двумя электрическими дистанционными передачами на сельсинах. В связи с тем, что гиродатчик недоступен пилоту, арретирование в этом авиагоризонте дистанционное, электрическое. Механизм арретирования приводится в действие при нажатии кнопки, а также автоматически при включении питания авиагоризонта. Красная сигнальная лампочка отказа включается при отсутствии или нарушении питания, а также в процессе арретирования.