Электрический указатель поворота предназначен:
1) Для отображения направления и скорости разворота самолета относительно вертикальной оси.
2) Для определения направления скольжения.
3) Для измерения приблизительных углов крена γ при координированных разворотах самолета.
Принцип действия прибора основан на использовании свойств гироскопа с 2-мя степенями свободы (см. рис. 2.3).
Внутренняя рама гироскопа удерживается двумя пружинами 7, При развороте самолета под действием гироскопического момента Мг, рама разворачивается, преодолевая действия пружины, до тех пор, пока момент пружины Мпр и гироскопический момент не сравняются: Мг = - Мпр.
Внутренняя рама, разворачиваясь, поворачивает стрелку.
Рисунок 2.3 – Кинематическая схема и лицевая часть электрического указателя поворота ЭУП-53
Для измерения скольжения самолета используют указатель скольжения, который представляет собой стеклянную трубку, заполненную жидкостью (толуол). Внутри имеется черный стеклянный шарик, который свободно движется внутри трубки под действием двух сил: тяжести и центробежной.
Если во время разворота самолета с угловой скоростью ω y сила тяжести и центробежная сила будут равны, то даже при крене самолета шарик будет в центре, и скольжения самолета не будет. Это означает, что разворот самолета координированный (см. рис. 2.4).
Рисунок 2.4 – Действие сил на шарик при координированном развороте
В условиях координированного разворота угол крена γ, угловая скорость разворота самолета ω y и скорость V взаимосвязаны следующим образом:
То есть при фиксированной скорости самолета указатель на лицевой части прибора в условиях координированного разворота, измеряя с помощью двухстепенного гироскопа угловую скорость разворота самолета ω y, может измерять угол крена самолета γ.
Таким образом, электрический указатель поворотов используется как пилотажный прибор для пилотирования самолета, а также в качестве резервного для измерения угла крена при отказе основных авиагоризонтов.
Рисунок 2.5 – Лицевые части ДА-30 и координатора разворотов
В комбинированном приборе ДА-30 установлено одновременно три прибора: электрический указатель поворотов, вариометр и указатель скольжения (см. рис. 2.5).
ДАТЧИК УГЛОВЫХ СКОРОСТЕЙ
Датчик угловых скоростей предназначен для измерения угловых скоростей разворота самолета относительно самолетный осей X, Y, Z:
Сигналы, пропорциональные угловым скоростям подаются в автопилот для демпфирования колебаний самолета по всем трем осям и повышения устойчивости и управляемости самолета.
Принцип действия основан на использовании трех гироскопов с двумя степенями свободы, которые реагируют на угловые скорости разворота самолета. Оси чувствительности гироскопов расположены вдоль самолетных осей.
Каждый гироскоп вместе с внутренней рамой разворачивается на угол, пропорциональный угловой скорости вращения самолета относительно соответствующей оси. Этот разворот преобразуется с помощью индукционного датчика в напряжение. Внешний вид датчиков показан на рис. 2.6.
Рис. 2.6 – Внешний вид датчиков угловых скоростей
Двухстепенной гироскоп также используется в выключателях коррекции (ВК-53, ВК-90), измеряя угловую скорость разворота самолета относительно вертикальной оси (рис. 2.7).
Рисунок 2.7 – Кинематическая схема и внешний вид выключателя коррекции
АВИАГОРИЗОНТЫ
Авиагоризонты предназначены для измерения углов крена и углов тангажа самолета.
Угол крена γ – угол между поперечной осью самолета (плоскостью крыла) и плоскостью горизонта.
Угол тангажа υ – угол между продольной осью самолета и плоскостью горизонта.
Принцип действия авиагоризонта основан на использовании гироскопа с 3-мя степенями свободы, его свойстве удерживать положение главной оси гироскопа неизменным в пространстве. В авиагоризонте главная ось гироскопа расположена по истинной вертикали и относительно нее определяются углы крена и тангажа.
Даже идеальный гироскоп, имеет «кажущийся» уход от вертикали, по которой он установлен. Имеется две причины ухода гироскопа:
1) Из-за сферичной формы Земли. При перелете самолета из одной точки Земли в другую положение вертикали меняется, а гироскоп сохраняет прежнюю вертикаль.
2) Из-за суточного вращения Земли, так как главная ось гироскопа сохраняет свое положение относительно мирового пространства, а не относительно Земли.
Реальный гироскоп имеет кроме того собственный уход, обусловленный небалансом и трением в подшипниках карданного подвеса.
Поэтому гироскоп, установленный по вертикали, только в течение короткого времени обеспечивает точное измерение вертикали места, а следовательно, и углов крена и тангажа, и требует корректировки положения главной оси. Как правило, положение главной оси гироскопа корректируется с помощью маятника. Чаще всего используется жидкостная маятниковая коррекция, которая представляет собой две стеклянные трубки, заполненные токопроводящей жидкостью, имеющие пузырек воздуха и электрические контакты (см. рис. 2.8).
а) б)
1 - воздушный пузырек; 2 - медная чаша; 3 - коррекционные двигатели; 4 - контакты; 5 - токопроводящая жидкость.
Рисунок 2.8 – Электрическая схема маятниковой коррекции
Принцип работы маятниковой коррекции заключается в следующем: жидкостный маятник установлен на внутренней раме гироскопа, и, если главная ось гироскопа установлена по вертикали, то пузырек воздуха будет находиться в центре.
Если главная ось гироскопа уходит от вертикали, то пузырек уходит на конец трубки и оголяет один из контактов. При этом прерывается электрическая цепь через проводящую жидкость. Это заставляет коррекционной двигатель создавать внешний момент, действующий на гироскоп, который в свою очередь вызывает прецессию гироскопа и возвращение его в вертикальное положение.
В некоторых авиагоризонтах используется двухкоординатный маятник, представляющий собой медную чашку с 4-мя контактами. Такой маятник можно рассматривать как два однокоординатных маятника, собранные в одном корпусе.
Во время разворота самолета и при линейных ускорениях жидкость смещается в маятнике под действием ускорения. В этом случае жидкостная коррекция стремится установить ось гироскопа по ложной вертикали. Чтобы это исключить, используют выключатель коррекции (например, ВК-53), который автоматически отключают цепи жидкостной маятниковой коррекции на время разворота при скорости разворота больше (0,1–0,3) градуса в секунду.
Выключатель коррекции – отдельный прибор, имеющий гироскоп с двумя степенями свободы. Во время разворота самолета гироскоп реагирует на угловую скорость, разворачивается и через временную задержку (6-10 с) отключает маятниковую коррекцию с помощью реле.
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
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.
Эксплуатация авиагоризонта:
1) Включить питание 27 В и 36 В. При этом в течении не более 15 сек лампа отказа должна погаснуть, указывая на завершение арретирования.
2) Через 2-3 минуты проверить перемещение шкалы тангажа в пределах 10о-12о ручкой перемещения шкалы тангажа.
3) Совместить треугольный индекс с нулевой меткой шкалы крена.
5) На рулении при разворотах авиагоризонт не должен изменять показания угла крена и тангажа.
6) После взлета проверить показания прибора плавным изменением крена.
Дата: 2019-12-22, просмотров: 826.
