5.2.2. Авиагоризонт

Гировертикаль, имеющая визуальную индикацию углов крена и тангажа, называется авиагоризонтом. Основным элементом авиагоризонта является гироскоп с тремя степенями свободы. Поскольку гироскоп сохраняет положение оси собственного вращения в инерциальном пространстве, в авиагоризонтах ось гироскопа приводится в вертикальное положение по отношению к Земле с помощью физического маятника, который используется для этой цели в то время, когда ЛА не имеет ускорений. В противном случае физический маятник показывает не истинную вертикаль, а направление, образованное равнодействующей от силы тяжести и инерционной силы.

Одним из наиболее распространенных в гражданской авиации авиагоризонтов является АГБ-3 (рис. 5.6). Собственная ось вращения гироскопа приводится в вертикальное положение системой маятниковой коррекции, в которую входят два однокоординатных электролитических маятника 20 и 21, управляющих коррекционными двигателями (датчиками моментов) 7 и 9. В цепи поперечной коррекции имеется контакт 16, который разрывает цепь при совершении самолетом разворотов, уменьшая виражную погрешность.

Рис. 5.6. Принципиальная схема авиагоризонта АГБ-3:

1 – двигатель; 2 – флажок; 3 – шкала тангажа; 4 – силуэт самолета; 5, 6 – трибки; 7, 9 – датчики момента; 8 – внешняя рама; 10, 11 – упоры; 12 – внутренняя рама; 13 – ротор гироскопа; 14, 15 – сельсины-датчики; 16 – контакт выключателя коррекции; 17 – усилитель; 18 – двигатель-генератор; 19 – сельсин-приемник; 20, 21 – однокоординатные электролитические маятники

Индикация по крену осуществляется с помощью силуэта самолета 4, механически связанного с внешней осью карданового подвеса гироскопа через трибки 5 и 6, а по тангажу с помощью шкалы 3, перемещающейся следящей системой, где датчиком угла является сельсин 15, установленный на оси тангажа. Упоры 10 и 11 необходимы для предотвращения совмещения главной оси гироскопа с внешней осью карданового подвеса при углах тангажа, близких к 90°.

Время готовности прибора к работе в авиагоризонте сокращают с помощью механического арретира (на рис. 5.6 он не показан). Арретир приводит оси прибора в определенное положение относительно осей самолета. Если самолет находится в горизонтальном положении, то собственная ось вращения гироскопа устанавливается в вертикальное положение. АГБ-3 имеет встроенную систему сигнализации отказа в цепи электрического питания прибора. Двигатель 1 выбрасывает в видимую часть прибора флажок 2, если обесточивается хотя бы одна из фаз напряжения 36 В переменного тока 400 Гц или 27 В постоянного тока.

Точность определения углов крена и тангажа ±1°, рабочие углы крена 360°, тангажа ±80°.

13.2.3. Малогабаритная гировертикаль (мгв)

Она используется на ЛА в качестве датчика крена и тангажа. В гировертикали используется принцип силовой гироскопической стабилизации, заключающийся в том, что вредные моменты по осям карданового подвеса платформы, стабилизируемой по отношению к Земле, компенсируются специальными разгрузочными двигателями, расположенными по этим осям. Разгрузочными двигателями управляют гироскопы, установленные на стабилизированной платформе.

В МГВ (рис. 5.7) имеются два гироскопа с роторами 4 и 12, оси прецессии которых иперпендикулярны друг другу. В рабочем положении осьпараллельна осивнутренней рамы карданового подвеса и поперечной оси самолета, а осьпараллельна оси внешней рамыкарданового подвеса и продольной оси самолета.

Рис. 5.7. Упрощенная кинематическая схема МГВ

Гиродвигатели вращаются в противоположные стороны, что приводит к компенсации их реактивных моментов при разгоне. Гироскопы установлены на платформе 5, являющейся внутренней рамой карданового подвеса, которая заключена во внешней раме 7. Ось рамы 7 закреплена в подшипниках корпуса и параллельна продольной оси самолета. Вместе с осями кардановой рамы гироскопы 4 и 12 являются трехстепенными.

Приведение оси платформы в вертикальное положение осуществляется системой маятниковой коррекции, причем сначала с помощью грубых механических маятников, а потом с помощью двух электролитических маятников 9. Начальная выставка осуществляется как при помощи гироскопических моментов, возникающих при действии двигателей 6 и 11, так и при помощи стабилизирующих двигателей 1 и 10, управляемых датчиками угла 3 и 13.

При возникновении внешних моментов по осям карданового подвеса, например, по оси , у гироскопа 4 возникает прецессия, и сигнал с датчика угла 3 поступает на стабилизирующий двигатель 1, который уравновешивает внешний момент по оси. При этом осьплатформы остается в прежнем положении, а главная ось гироскопа 4 изменит свое положение. Аналогичным образом работает компенсация внешних моментов по осивнутренней рамы карданового подвеса, в процессе стабилизации участвуют гироскоп, датчик угла 13 и стабилизирующий двигатель 10. Таким образом, осуществляется двухосная силовая гироскопическая стабилизация платформы в вертикальном положении по осямикарданового подвеса.

При отклонении самолета от плоскости горизонта электрические сигналы, пропорциональные этому отклонению, по крену снимаются с датчика угла 8, а по тангажу с датчика угла 2.

Погрешность в выдерживании вертикали с включенной коррекцией на неподвижном основании составляет ±5´, на подвижном ±15´.