I пилотажно-навигационные приборы

Назначение и устройство. Вариометр предназначен для изме­рения и указания вертикальных скоростей полета самолета, т. е. скорости подъема и снижения. Принцип действия его основан на измерении перепада между атмосферным давлением и дав­лением внутри корпуса прибора, который сообщается с атмос­ферой через капилляр.

Чувствительным элементом прибора (рис. 21) является мем­бранная коробка, внутренняя полость которой соединяется при помощи медной трубки со статической камерой приемника воз­душных давлений. Корпус прибора сообщается со статической камерой ПВД при помощи капилляра.

Если самолет летит горизонтально, давление внутри мемб-ранной коробки и корпуса прибора равно атмосферному давле­нию на данной высоте. Мембранная коробка не испытывает при этом никакой разности давлений и стрелка стоит на нуле.

При подъеме самолета атмосферное давление уменьшается. Воздух из корпуса начинает выходить наружу через капилляр, одновременно выходит воздух и из мембранной коробки. Ка­пилляр имеет малое сечение, поэтому давлений воздуха внут­ри корпуса не успевает выравниваться до атмосферного дав­ления, вследствие чего возникает разность между давлениями в корпусе прибора и мембранной коробке. Она пропорциональ­на скорости подъема самолета. В результате мембранная короб­ка начнет сжиматься. Движение ее передается через передаточ­ный механизм на стрелку, которая показывает подъем.

Понятие о перегрузках. При любом изменении скорости и направления полета самолета организм человека и части само­лета подвергаются воздействию перегрузок. Перегрузкой называется число, показывающее, во сколько раз подъемная сила больше веса самолета. Перегрузка может быть как поло­жительной, так и отрицательной. Положительная перегрузка возникает при направлении подъемной силы вверх, отрицатель­ная перегрузка — три направлении подъемной силы вниз (на­пример, при входе в пикирование). В горизонтальном полете вес самолета уравновешивается подъемной силой. Перегрузка в этом случае равна единице и считается нормальной. В криво­линейном полете к силам, действующим на самолете в горизон­тальном полете, добавляются инерционные силы — нормальные и касательные, которые увеличивают перегрузки.

При выполнении фигур высшего пилотажа перегрузки могут достигать 6—8 g, а продолжительность их воздействия может колебаться от нескольких секунд до нескольких минут. В это время вес пилота равен его массе, умноженной на величину перегрузки. Так, человек массой 70 кг при восьмикратной пере­грузке «весит» 560 кгс.

Когда перегрузки действуют в направлении голова — таз, голова стремится прижаться к грудной клетке и возникает ощущение сильного давления на плечи, затрудняется дыхание. При значительной перегрузке вначале сужается поле зрения, затем появляется сероватый туман и, наконец, «черная пелена». Зрение в этот период полностью утрачивается, даже красных сигнальных ламп пилот не видит. Если в этот период он не уменьшит перегрузки, то через несколько секунд может поте­рять сознание из-за временного расстройства кровоснабжения головного мозга. Кроме того, большие перегрузки вызывают значительные напряжения конструкции самолета (для каждо­го типа самолета допускается определенная перегрузка). Для измерения перегрузок на самолете устанавливается специаль­ный прибор — акселерометр.

Акселерометр предназначен для определения перегрузок, действующих в направлении, перпендикулярном к плоскости кры­ла. Его действие основано на измерении сил инерции (равных перегружающим) с помощью уравновешенного маятника.

В акселерометре АМ-10 уравновешенный маятник состоит из двух грузов и двух противодействующих пружин (рис. 23). Грузы через рычаги жестко связаны с валиками, которые несут на себе жестко связанные с ними кривошипы, секторы и сектор трибки. Сектор 12 находится в постоянном зацеплении с сек­торам 10 валика 9, и их поворот происходит одновременно и на один и тот же угол. Поворот валика передается через сектор 5 трибке и стрелке 1. Рабочие концы пружин связаны с помощью

В авиации важную роль играют измерения и учет времени. В самолетовождении время является одним из важнейших на­вигационных элементов. Точный расчет и учет его в полете — одно из основных условий успешного решения задач, постав­ленных перед экипажем.

Авиационные часы предназначены для определения декрет­ного времени и времени полета самолета. Они представляют собой три пружинных механизма. Механизм декретного време-ни работает непрерывно, а механизмы времени полета и секун­домера могут включаться и выключаться, т. е. работать порознь или одновременно. Шкала прибора представлена на рис. 25. Те­кущее время суток отсчитывается по внешней большой шкале. При работе механизма времени суток часовая, минутная и се­кундная стрелки движутся непрерывно.

Верхняя шкала является шкалой времени полета, а ниж­няя— шкалой секундомера. Управление осуществляется двумя ручками. Заводят часы вращением левой ручки против хода часовой стрелки до отказа. Обратного вращения заводная руч­ка не имеет. Полный завод пружины обеспечивает работу ме­ханизма в течение 3 сут. Для точности хода часы нужно заво­дить 1 раз в 2 сут. Точность хода часов в течение суток ±20 с.

Для приведения в действие механизма времени полета необ­ходимо нажать на левую ручку, в сигнальном отверстии появит­ся красный бленкер (или серый), и стрелки часов начнут дви­гаться. При втором нажатии на эту ручку механизм времени полета выключается, стрелки на шкале «Время полета» показы­вают путевое время. При третьем нажатии на левую ручку стрелки возвращаются в нулевое поло­жение и в сигнальном отверстии появит­ся белый бленкер.

Рис. 25- • Авиационные часы АЧС-1

Секундомер управляется правой руч­кой. При первом нажатии на нее меха-низм секундомера приходит в действие, для остановки его нужно нажать на руч­ку второй раз. При нажатии ручки в третий раз стрелки возвращаются в ну­левое положение. Для установки стре­лок на точное время необходимо в мо­мент прохождения секундной стрелки

Часы снабжены электрообогревателем с терморегулятором, который следует включать при температуре окружающей сре­ды +10° С и ниже. При температуре ниже +10° С следует перед установкой стрелок на точное время включить электрообогрева­тель и прогреть часы в течение 5—7 мин. Терморегулятор слу­жит для отключения электрообогревателя при температуре ок­ружающей среды выше +25° С. Электрообогреватель питается от бортовой сети напряжением 28В±10%. Включение его произ­водится АЗС, расположенным на правом электрощитке.

Краткие сведения. Гироскопом называется быстровращаю-щееся тело, ось вращения которого имеет возможность изменять свое направление в пространстве. Если ось ротора поместить в

Рис- 26. Гироскоп с тремя степенями свободы:

1 — ротор; 2 — внутренняя рамка; 3 — внешняя рамка; оси: 22 —ротора; хх — внутренней рамки; уу — внешней рамки

раму, которая, в свою очередь, тоже может вращаться вокруг оси, перпендикулярной к оси вращения ротора, то говорят, что гироскоп имеет две степе­ни свободы (двухстепенной гироскоп). Если ось этой рамы будет помещена еще в одну раму, которая также имеет возможность вращаться вокруг оси, перпендикулярной к осям ротора и первой рамы, то та­кой гироскоп имеет три степе­ни свободы и называется трех­степенным (рис. 26). Ось вра­щения ротора гироскопа есть его главная ось. В современных гироскопах ротор приводится во вращение электрическим способом и является вращаю­щейся частью электродвигате­ля постоянного тока или электродвигателя переменного трехфазного тока.

В настоящее время гиро скопы и гироскопические си-

Однако практически получить свободный гироскоп невозмож­но, так как нельзя свести моменты (внешних сил ,к нулю, нель­зя достигнуть полного совпадения центра тяжести гироскопа и точки пересечения его осей, т. е. невозможно достигнуть его сбалансированности, а также полиостью освободиться от трения в подшипниках осей гироскопа, можно только его уменьшить Поэтому наряду с понятием свободный существует понятие тех­нический гироскоп.

Технический гироскоп — это такой, в котором, хотя и в незначительной мере, проявляется несбалансированность и тре­ние в подшипниках. В практике приходится иметь дело только с техническим гироскопом. Отклонение главной оси гироскопа от заданного направления приводит к возникновению ошибок в показаниях прибора.

Для поддержания главной оси гироскопа в заданном на­правлении в приборах имеются корректирующие устройства. Свободный гироскоп обладает следующими свойствами: глав­ная ось zz сохраняет неизменным свое направление в простран­стве; если к главной оси приложить внешнюю силу, то она от­клонится не в том направлении, в котором действует сила, а в направлении, перпендикулярном к действию силы. Это движе­ние главной оси гироскопа называется прецессией.

Свойство устойчивости гироскопа позволило применять его при измерениях угловых положений самолета, а прецессия ис­пользуется для управления им. На базе гироскопа с тремя сте­пенями свободы создан целый ряд приборов, которые приме­няются при самолетовождении и пилотировании. К ним отно­сятся авиагоризонты и курсовые системы.

Широкое применение в авиационных приборах нашли и двух­степенные гироскопы, на базе которых построены такие прибо­ры, как указатели поворота, выключатели коррекции и другие гироскопические приборы.

Указатель скольжения, укрепленный на лицевой части авиа­горизонта, служит для определения наличия и направления скольжения при разворотах самолета.

Принцип действия авиагоризонта основан на свойстве гиро­скопа с тремя степенями свободы сохранять неизменным напра­вление главной оси в пространстве. На самолете гироскоп (кар­данный узел) располагается таким образом, что ось его внеш­ней рамы уу направлена вдоль продольной оси, а ось внутрен-ней рамы хх — вдоль поперечной оси самолета (рис. 27). При эволюциях самолета гироскоп сохранит положение своей глав­ной оси неизменным относительно плоскости истинного горизон­та (т. е. перпендикулярно к плоскости истинного горизонта), а корпус самолета изменит свое положение относительно гироско­па. Изменение углов тангажа самолета производится относи­тельно оси внутренней рамы гироскопа хх, а углов крена — от­носительно оси внешней рамы гироскопа.

Рис. 29. Упрощенная

функциональная схема

авиагоризонта

гироскопа относительно оси наружной рамы, вследствие чего происходит быстрый возврат главной оси гироскопа к первона­чальному 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 отно­сительно оси уу следящей рамы и воспринимаются сельсин-датчиком СД_К. Со статорных обмоток сельсин-датчика СД_К снимается сигнал, пропорциональный углу крена. Углы тангажа измеряют по авиагоризонту как углы поворота корпуса авиа­горизонта (и связанной с корпусом следящей рамы 1) относи­тельно наружной рамы 2 карданного подвеса, стабилизирован­ной гироскопом в плоскости истинного горизонта.

Углы тангажа воспринимаются сельсин-датчиком СД_Т. Со статорных обмоток сельсин-датчика СД_Т снимается сигнал, про­порциональный 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, раз­гоне и_ торможении) производится с помощью жидкостного от-ключателя ОЖ продольных ускорений.

Для отсчета углов крена, больших 90°, изменяется фаза на­пряжения управляющего сигнала, снимаемого с индукционного датчика ИД, на 180°. Это осуществляется с помощью комму­татора К, расположенного на внешней оси наружной рамы 2. При выполнении самолетом вертикальных фигур (т. е. при уг­лах тангажа больше 90°) корпус авиагоризонта вместе со сле­дящей 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 авиаго­ризонта при выполнении полета с углами тангажа больше 90° имеется коммутатор К₂.

Для уменьшения времени готовности к работе авиагоризон­та 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, ко­торый, 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, имею­щую кольцо 1 клиновидного профиля, поэтому при давлении на раму со стороны штока кольцо 1 вместе с гироузлом повора­чивается вокруг оси рамы 5 до тех пор, пока ролик 9 не ока­жется в нижней части кольца. При этом плоскость рамы 5 параллельна плоскости крыла самолета. Затем шток 10 переме­щает профильную планку 7, которая упирается в кулачок 6 и создает момент вокруг оси внешней рамы 4. Под действием момента гироскоп прецесшрует вокруг оси внутренней рамы и доходит до упора, после чего прецессия прекращается и гиро-скоп начинает поворачиваться вокруг оси внешней рамы до тех пор, пока выступ планки 7 не войдет в вырез кулачка 6, зафик­сировав таким образом раму 4 в положении, при котором ось внутренней рамы гироскопа параллельна продольной оси само­лета.

Палец 8, упираясь в кулачок 2, устанавливает внутреннюю раму 3 в положение, при котором ось собственного вращения гироскопа перпендикулярна к осям внешней и внутренней рам карданового подвеса. Затем шток 10 под действием возвратной пружины, имеющейся в нем, откидывается в исходное положе­ние и дает возможность планке 7 освободить кулачки 2 и 6. Таким образом, арретир, установив рамки гироузла в опреде­ленное положение, сразу же освобождает их.

Рис- 30- Схема арретирующего уст­ройства авиагоризонта АГД-1

Рис. 31. Указатель авиагоризонта АГД-1:

1 — индекс центровки тангажа; 2—- линия искусственного горизонта; 3 — нулевой индекс; 4 —кнопка арретироваиия; 5 — лампа сигнализации; 6 — цилиндрическая шкала тангажа; 7 — указатель скольже­ния; 8 — шкала кренов; 9 — кремальера центровки тангажа; 10 — силуэт самолета

жүктеу/скачать 7.39 Mb.

Достарыңызбен бөлісу: