Авиагоризонт дистанционный АГД-1. часть I
автор: admin | Категория: авиагоризонт АГД-1 | дата: 31 марта 2009
Авиагоризонт дистанционный АГД-1 обеспечивает экипаж легковоспринимаемой крупномасштабной индикацией положения самолета относительно плоскости истинного горизонта и выдает потребителям (автопилот, курсовая система, радиолокационные станции) электрические сигналы, пропорциональные отклонениям самолета по крену и тангажу.
Электромеханическая схема авиагоризонта АГД-1:
1, 18, 24—усилители; 2, 19, 25—двигатели-генераторы; 3—статор индукционного датчика; 4, 15—коммутаторы; 5—якорь индукционного датчика; 6, 10— коррекционные двигатели; 7—следящая рама; 8—внешняя рама карданоиа подвеса; 9, 14, 20, 23—сельсины; 11—гиромотор; 12—внутренняя рама карда-нова подвеса; 13—электролитический маятник; 16—жидкостный акселерометр; 17— переключатель выключателя коррекции; 21—шестерня; 22—силуэт самолета; 26—шкала тангажа
АГД-1 состоит из двух приборов: 1) трехстепенного гироскопа с маятниковой коррекцией, называемого гиродатчиком, который устанавливают возможно ближе к центру тяжести самолета; 2) указателей, помещаемых на приборных досках экипажа. К одному гиродатчику может быть подключено до трех указателей.
Гиродатчик представляет собой трехстепенный гироскоп, ось внешней рамы карданова подвеса которого крепится в следящей раме . Назначение следящей рамы — обеспечить работу прибора по крену в неограниченном диапазоне углов. Следящая рама 7 обеспечивает перпендикулярность оси собственного вращения гироскопа оси внешней рамы подвеса с помощью индукционного датчика 3 и двигателя-генератора 2, управляемого усилителем 1. Якорь 5 датчика закреплен на оси внутренней рамы, а статор 3 жестко связан с внешней рамкой 8 карданова подвеса.
Коммутатор 4 изменяет направление вращения двигателя 2, когда самолет совершает эволюции по тангажу с углами более 90°. Таким образом, следящая рама 7 выполняет те же функции, что и в авиагоризонте АГИ-1с.
Особенностью следящей системы отработки рамы 7 по крену в авиагоризонте АГД-1 является применение усилителя на полупроводниковых элементах и двигателя-генератора. Маятниковая коррекция АГД-1 аналогична коррекции АГИ-lc и АГБ-2, но отличается тем, что двигатель поперечной коррекции 6 отключается не только переключателем 17. который управляется выключателем коррекции ВК-53РБ, но и специальным ламельным устройством (на схеме не показано) при кренах 8- -40°. Кроме того, коррекционный двигатель продольной коррекции 10 управляется электролитическим маятником 13 через жидкостный акселерометр 16. Он представляет собой устройство, аналогичное жидкостному маятнику. При продольных ускорениях самолета токопроводящая жидкость под действием инерционных сил смещается к одному из контактов и за счет увеличения электрического сопротивления цепи коррекция ослабляется на 50%.
Отклонения самолета по крену и тангажу замеряются гиродатчиком и передаются на указатель двумя идентичными следящими системами: 1) следящей системой по крену, которая состоит из сельсина-датчика 9, сельсина-приемника 20, усилителя 18 и двигателя-генератора 19; 2) следящей системой по тангажу, куда входят: сельсин-датчик 14, сельсин-приемник 23, усилитель 24, двигатель-генератор 25.
Электромеханическая схема авиагоризонта АГД-1:
1, 18, 24—усилители; 2, 19, 25—двигатели-генераторы; 3—статор индукционного датчика; 4, 15—коммутаторы; 5—якорь индукционного датчика; 6, 10— коррекционные двигатели; 7—следящая рама; 8—внешняя рама карданоиа подвеса; 9, 14, 20, 23—сельсины; 11—гиромотор; 12—внутренняя рама карда-нова подвеса; 13—электролитический маятник; 16—жидкостный акселерометр; 17— переключатель выключателя коррекции; 21—шестерня; 22—силуэт самолета; 26—шкала тангажа
АГД-1 состоит из двух приборов: 1) трехстепенного гироскопа с маятниковой коррекцией, называемого гиродатчиком, который устанавливают возможно ближе к центру тяжести самолета; 2) указателей, помещаемых на приборных досках экипажа. К одному гиродатчику может быть подключено до трех указателей.
Гиродатчик представляет собой трехстепенный гироскоп, ось внешней рамы карданова подвеса которого крепится в следящей раме . Назначение следящей рамы — обеспечить работу прибора по крену в неограниченном диапазоне углов. Следящая рама 7 обеспечивает перпендикулярность оси собственного вращения гироскопа оси внешней рамы подвеса с помощью индукционного датчика 3 и двигателя-генератора 2, управляемого усилителем 1. Якорь 5 датчика закреплен на оси внутренней рамы, а статор 3 жестко связан с внешней рамкой 8 карданова подвеса.
Коммутатор 4 изменяет направление вращения двигателя 2, когда самолет совершает эволюции по тангажу с углами более 90°. Таким образом, следящая рама 7 выполняет те же функции, что и в авиагоризонте АГИ-1с.
Особенностью следящей системы отработки рамы 7 по крену в авиагоризонте АГД-1 является применение усилителя на полупроводниковых элементах и двигателя-генератора. Маятниковая коррекция АГД-1 аналогична коррекции АГИ-lc и АГБ-2, но отличается тем, что двигатель поперечной коррекции 6 отключается не только переключателем 17. который управляется выключателем коррекции ВК-53РБ, но и специальным ламельным устройством (на схеме не показано) при кренах 8- -40°. Кроме того, коррекционный двигатель продольной коррекции 10 управляется электролитическим маятником 13 через жидкостный акселерометр 16. Он представляет собой устройство, аналогичное жидкостному маятнику. При продольных ускорениях самолета токопроводящая жидкость под действием инерционных сил смещается к одному из контактов и за счет увеличения электрического сопротивления цепи коррекция ослабляется на 50%.
Отклонения самолета по крену и тангажу замеряются гиродатчиком и передаются на указатель двумя идентичными следящими системами: 1) следящей системой по крену, которая состоит из сельсина-датчика 9, сельсина-приемника 20, усилителя 18 и двигателя-генератора 19; 2) следящей системой по тангажу, куда входят: сельсин-датчик 14, сельсин-приемник 23, усилитель 24, двигатель-генератор 25.