Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета

Система рассчитана таким образом, что скорость отработки следящей ремы больше, чем возможная скорость поворота главной оси

Рис. 29. Упрощенная

функциональная схема

авиагоризонта

гироскопа относительно оси наружной рамы, вследствие чего происходит быстрый возврат главной оси гироскопа к первона-чальному положению, что обеспечивает правильные показания авиагоризонта после выполнения фигур высшего пилотажа.

Для уменьшения колебаний следящей рамы при отработке в системе предусмотрена отрицательная обратная связь. Углы крена и тангажа измеряют с помощью плоских сельсинов. Углы крена измеряются углом поворота корпуса авиагоризонта отно¬сительно оси уу следящей рамы и воспринимаются сельсин-датчиком СДК. Со статорных обмоток сельсин-датчика СДК снимается сигнал, пропорциональный углу крена. Углы тангажа измеряют по авиагоризонту как углы поворота корпуса авиа¬горизонта (и связанной с корпусом следящей рамы 1) относи¬тельно наружной рамы 2 карданного подвеса, стабилизирован¬ной гироскопом в плоскости истинного горизонта.

Углы тангажа воспринимаются сельсин-датчиком СДТ. Со статорных обмоток сельсин-датчика СДТ снимается сигнал, про¬порциональный углу тангажа.

Для повышения точности измерения углов крена и тангажа при эволюциях самолета предусмотрено отключение поперечной коррекции гироскопа при разворотах и продольной коррекции при действии продольных ускорений. Отключение поперечной коррекции осуществляется с помощью выключателя коррекции ВК-53РШ. Отключение продольной коррекции (при взлете, раз¬гоне и_ торможении) производится с помощью жидкостного от-ключателя ОЖ продольных ускорений.

Для отсчета углов крена, больших 90°, изменяется фаза на-пряжения управляющего сигнала, снимаемого с индукционного датчика ИД, на 180°. Это осуществляется с помощью комму¬татора К, расположенного на внешней оси наружной рамы 2. При выполнении самолетом вертикальных фигур (т. е. при уг¬лах тангажа больше 90°) корпус авиагоризонта вместе со сле¬дящей рамой 1 без ограничений поворачивается вокруг оси хх наружной рамы 2 карданного подвеса. В этом случае следящая рама гиродатчика займет перевернутое положение.

Для обеспечения правильных показаний указателя авиаго¬ризонта при выполнении полета с углами тангажа больше 90° имеется коммутатор К2.

Для уменьшения времени готовности к работе авиагоризон¬та в гиродатчике предусмотрен электромеханический арретир. Устройство арретира позволяет быстро привести рамы прибора и гиромотор в строго определенное положение относительна корпуса прибора и, следовательно, самолета. Кинематическая схема электромеханического дистанционного арретира АГД-1 представлена на рис. 30. При нажатии красной кнопки «Арре-тировать в горизонтальном полете», находящейся на лицевой стороне указателя, подается напряжение на двигатель 11, ко¬торый, вращаясь, заставляет поступательно перемещаться шток 10 с помощью пальца, который двигается по винтовой прорези, т. е. винт перемещается, а вращающаяся гайка неподвижна. Шток 10 упирается в дополнительную следящую раму 5, имею¬щую кольцо 1 клиновидного профиля, поэтому при давлении на раму со стороны штока кольцо 1 вместе с гироузлом повора¬чивается вокруг оси рамы 5 до тех пор, пока ролик 9 не ока¬жется в нижней части кольца.

Страницы: 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 102 103 104 105 106