Гироскопическая система авиагоризонта АГБ-3 (АГБ-ЗК) представляет собой гироскоп с тремя степенями свободы, главная ось которого поддерживается в вертикали места (т. е. перпендикулярно плоскости истинного горизонта) системой электрической маятниковой коррекции.
Как известно, главная ось некорректируемого трехстепенного гироскопа вследствие суточноговращения Земли и перемещения самолета в полете относительно Земли, а также под влиянием трения в опорах карданова подвеса, остаточной несбалансированности гироскопа и ряда других причин будет с течением времени отклоняться от положения истинной вертикали места.
Электрическая маятниковая коррекция, состоящая из двух одноосных жидкостных маятниковых датчиков 16 и 17 и коррекционных моторов 12 и 21, определяет истинную вертикаль и создает на осях карданова подвеса гироскопа моменты, вызывающие прецессионное движение главной оси гироскопа к вертикальному направлению.
Гиросистема авиагоризонта состоит из гироузла 19, представляющего собой гиромотор, укрепленный в кожухе, и карданной рамы 18. Гироузел является внутренней рамой карданного подвеса, а карданная рама - наружной.
На самолете гироскоп авиагоризонта располагается таким образом, что ось внешней рамы направлена параллельно продольной оси самолета, а ось внутренней рамы - параллельно поперечной оси самолета.
Такое расположение осей карданного подвеса на самолете дает следующие преимущества:
1) авиагоризонт дает показания истинных углов крена и тангажа;
2) устойчивость гироскопа авиагоризонта зависит не от углов крена, а от углов тангажа и определяется выражением:
JΏcosυ ,
где Ј — момент инерции ротора гироскопа; Ω- угловая скорость вращения ротора; υ - угол тангажа самолета.
Как видно из приведенного выражения, при горизонтальном полете (0 = 0) устойчивость гироскопа наибольшая. При углах тангажа, близких к 90°, устойчивость гироскопа уменьшается до минимума и ось гироскопа может сбиваться с вертикального положения.
Для обеспечения летчика правильной индикацией при полете самолета в перевернутом положении (например, при выполнении фигуры «петля») в гироскопе авиагоризонта АГБ-3 (АГБ-ЗК) применены упоры 13 и 15.
При выполнении «петли» или других сложных эволюции, когда самолет летит с углом тангажа 80° или более, упор карданной рамы 13 касается упора гироузла 15 и давит на него. При этом возникает возмущающий момент, вектор которого направлен вдоль оси гироузла (оси у-у).
По закону прецессии карданная рама начнет поворачиваться вокруг оси х-х в сторону совмещения составляющей вектора кинетического момента гироскопа ЈΩcosυ, перпендикулярной плоскости карданной рамы, с вектором возмущающего момента по кратчайшему пути.
Карданная рама, прецессируя, перевернется на 180° и, когда угол тангажа будет более 90º упор карданной рамы отойдет от упора гироузла; прецессионное движение прекратится и силуэт самолетика окажется перевернутым на 180° относительно шкалы тангажа, что укажет на положение самолета, перевернутое относительно плоскости горизонта на 180°.
Кроме того, благодаря упорам не происходит полного совмещения оси ротора гироскопа и оси карданной рамы при выполнении «петли» и устойчивость гироскопа при углах тангажа, близких к 90°, теряется неполностью.
При поворотах самолета вокруг своей продольной или поперечной оси главная ось трехстепенного гироскопа не изменяет своего положения относительно плоскости истинного горизонта и остается совмещенной с вертикалью данного места. При этом вместе с поворотом самолета поворачивается корпус прибора относительно карданной рамы (вокруг оси х—х) на угол, равный углу крена, или карданная рама поворачивается вместе с корпусом прибора относительно гироузла (вокруг оси у—у) на угол, равный углу тангажа. Углы крена воспроизводятся на лицевой части указателя прибора с помощью механической передачи крена, состоящей из трибок 10, 11 силуэта самолетика 1 и шкалы крена 2, а углы тангажа — с помощью следящей системы, состоящей из сельсина-датчика 14, сельсина-приемника 6, усилителя 8, двигателя-генератора отработки 5 с редуктором и шкалы тангажа 3, выполненной в виде гибкой ленты, перемещающейся с помощью верхнего и нижнего барабанов.
Для сигнализации об отказе (нарушении) питания в приборе АГБ-3 (АГБ-ЗК) имеется сигнализатор отказа питания, исполнительным элементом которого является двигатель трехфазного тока 9 с указательным элементом-флажком.
Для совмещения линии искусственного горизонта шкалы тангажа и центра силуэта самолетика при наличии угла атаки в горизонтальном полете в при боре АГБ-3 (АГБ-ЗК), в левом нижнем углу лицевой части, установлена ручка механизма центровки шкалы тангажа 4 с индексом горизонта 7 равной 1,8— 6˚ за каждую минуту действия ускорения, к новому положению равновесия, определяемому направлением равнодействующей силы тяжести (направлением истинной вертикали) и инерционных сил, т. е. к положению «кажущейся вертикали».
Показания авиагоризонта по углу крена или тангажа в этом случае содержат ошибку, равную углу между истинной и «кажущейся» вертикалью. Для уменьшения погрешностей при действии линейных или центростремительных ускорений в приборе необходимо выключать продольную и поперечную коррекцию с помощью внешних выключателей. При выключенной коррекции прибор накапливает погрешность со скоростью собственного ухода (не более 0,5°/мин).