Учебное пособие по теме авиационные гироскопические приборы категория Брошюра Язык Русский Автор Булатов Виталий Александрович
 Скачать 1.03 Mb.
|
|
Предполетная проверка АГБ-3. Предполетная проверка производится следующим образом. Перед полетом необходимо внешним осмотром убедиться, что видимых дефектов нет, а перед включением питания АГБ-3, следует кремальерой совместить индекс центровки шкалы тангажа с нулевым делением шкалы кренов. Шарик указателя скольжения, если воздушное судно находится на горизонтальной площадке, должен находиться в среднем положении между визирными нитями. Так же необходимо проверить, нет ли воздуха в стеклянной трубке указателя скольжения. Перед включением питания надо заарретировать прибор, для чего нажать кнопку "АРРЕТИР" до упора, а после возвращения кнопки в исходное положение АЗС. После включения питания флажок отказа питания должен убраться из видимой зоны шкалы тангажа, а через 1,5 минуты авиагоризонт должен показывать стояночный угол воздушное судно , с точностью ±1°, если воздушное судно находится на горизонтальной площадке. Далее следует повернуть рукоятку кремальеры по часовой стрелке до упора, при этом шкала тангажа должна перемещаться вниз, а индекс вверх, кремальера в диапазоне перемещения от упора до упора должна вращаться без заедания и рывков. Затем необходимо выключить питание. На фоне шкалы тангажа в ее верхнем углу должен появиться флажок сигнализатора отказа питания. Пользование АГБ-3 в полете. Перед полетом необходимо: 1. За 5-6 минут до выруливания на старт включить питание АГБ-3, при этом не более чем через 15 секунд флажок сигнализатора отказа питания должен убраться из видимой зоны, через 1,5 минуты шкала тангажа должна показать стояночный угол. 2. На предварительном старте вращением кремальеры убедиться в нормальной работе шкалы тангажа. 3. На исполнительном старте убедиться, что силуэты самолетиков занимают горизонтальное положение и совпадают с линией горизонта, флажок отказа питания убран. В полете: 1. Углы крена показывает консоль крыла силуэта самолетика, а углы тангажа определяются там, где показывает белая средняя точка силуэта самолетика. 2. Перед входом в облака необходимо проверить работоспособность АГБ-3, путем проведения эволюций воздушного судна с кренами до ±5°. Расхождения в показаниях авиагоризонтов не более ±1° свидетельствует о неисправности одного из АГБ-3. Авиагоризонт АГД-1. Обеспечивает экипаж визуальной информацией об углах крена и тангажа при любых фигурах полета. Кроме этого, АГД-1 выдает управляющей системе и другим потребителям электрические сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа. Авиагоризонт (рис.32.) состоит из гиродатчика и указателя крена и тангажа. Наличие дистанционной связи гиродатчика и указателя горизонта позволяет расположить указатель на приборной доске, а гиродатчик вблизи центра масс ЛА. Такое расположение гиродатчика дает возможность повысить точность его работы, так как в близи центра масс на гиродатчик в меньшей степени влияют ускорения, возникающие при колебаниях ЛА относительно центра масс. Рис. 32. Электрокинематическая схема авиагоризонта АГД-1. Указатель: 1 - шкала кренов; 2 - стрелка силуэт - самолетика; 3 - шкала тангажа; 4 - сельсин приемник сигнала крена; 5 - двигатель-генератор; 6 - усилитель сигнала крена; 21 - усилитель сигнала тангажа; 22 - двигатель генератор; 23 - сельсин приемник сигнала тангажа. Гиродатчик: 7 - двигатель генератор; 8 - усилитель; 9,16 - коммутатор; 10, 14 - коррекционные двигатели; 11 - наружная рама; 12 - следящая рама; 13 - ротор; 15 - сельсин датчик сигнала крена; 17 - сельсин датчик сигнала тангажа; 18 - выключатель; 19 - двух координатный жидкостный переключатель; 20 - индукционный датчик. Авиагоризонт АГК-47Б. Авиагоризонт является комбинированным прибором, так как в одном корпусе находится авиагоризонт, обеспечивающий экипаж информацией о положении ЛА относительно плоскости горизонта; указатель поворота для определения направления разворота ЛА; указатель скольжения для измерения наличия скольжения. В настоящее время вследствие погрешностей и ограниченных углов тангажа АГК-47Б применяются только на легкомоторных ЛА. В основе лежит трехстепенной гироскоп с коррекцией электромагнитами, которые перемещаются, получая сигнал от жидкостного датчика. Трение электромагнитов создает зону нечувствительности, и поэтому в последующих авиагоризонтах они были заменены моментными двигателями. Рис.33. Кинематическая схема авиагоризонта АГК-47Б: 1 - силуэт самолетика; 2 - линия горизонта; 3 - шкала крена; 4 - шкала тангажа; 5 - внешняя рама карданного подвеса; 6 - внутренняя рама; 7 - гиромотор; 8 - кожух гиромотора указателя поворота; 9 - гиромотор указателя поворота; 10 - пневматический демпфер; 11,12 - пружина; 13,14 - соленоиды; 15 - ось внешней рамы; 16 - электролитический маятник; 17 - зубчатая пара; 18 - индекс соленоиды; 15 - ось внешней рамы; 16 - электролитический маятник; 17 - зубчатая пара; 18 - индекс указателя поворота. Авиагоризонт АГР-144. Является комбинированным прибором; в нем смонтированы три прибора: авиагоризонт, указатель поворота и указатель скольжения. Рис.34. Кинематическая схема авиагоризонта АГР-144: 1 - указатель скольжения; 2 - шкала крена; 3 - силуэт самолетика; 4 - индекс указателя поворота; 5,6,7,8 - зубчатые колеса; 9 - сферическая шкала тангажа; 10 - следящая рама; 11 - тахогенератор; 12 - пружины; 13 - демпфер; 14 - гиромотор указателя поворота; 15 - поводок; 16 - двигатель; 17 - продольный коррекционный двигатель; 18 - внешняя рама карданного подвеса; 19 - поперечный коррекционный двигатель; 20 - однокоординатные электролитические маятники; 21 -внутренняя рама карданного подвеса; 22 - гиромотор; 23 - индукционный датчик; 24 - индекс указателя поворота. Дублер авиагоризонта ДА-200. Прибор ДА-200 комбинированный, состоит из трех самостоятельных приборов: вариометра, указателя поворота, указателя скольжения - и предназначен для следующих целей: - измерения вертикальной скорости подъема и спуска, - указания направления поворота ЛА вокруг вертикальной оси или выполнения правильного разворота с креном 45°, - указания наличия бокового скольжения. Используется также в случае выхода из строя авиагоризонта АГД-1. Техническая эксплуатация. При технической эксплуатации авиагоризонтов наиболее полная проверка их технического состояния проводится перед установкой на летательный аппарат и при регламентных работах. Для проверки авиагоризонтов используют электрическую установку 63689\033 с комплектом жгутов, ламповый вольтметр В3-2А или тестер ТТ-3, установки УПГ-48, УПГ-56, МПУ-1 и секундомер. Основными параметрами, подлежащими проверке, являются: время готовности; токи, потребляемые в установившемся режиме; скорость поперечной и продольной коррекций; уход гироскопа по крену и тангажу на качающемся основании с выключенной коррекцией. Системы авиагоризонтов. Блок сравнения и предельных кренов БСПК-1. Назначение. Блок сравнения предельного крена БСПК-1 предназначен для сравнения показаний по крену и Блок сравнения предельного крена БСПК-1 предназначен для сравнения показаний по крену и тангажу левого и правого АГБ-3 и выдачи сигнала информации при достижении и предельно- допустимых разности в показаниях по крену и тангажу (отказ АГБ-3); для выдачи сигналов о достижении воздушным судном предельных углов крена и тангажа. Блок БСПК-1 сравнивает показания авиагоризонтов, имеющих в качестве датчиков сигналов крена и тангажа сельсины-датчики, трех точечные потенциометры на переменном токе. Блок БСПК-1 имеет различные варианты исполнения в зависимости от требуемых углов сигнализации предельного крена и тангажа и типа объектов, на которые устанавливаются блоки. Например по крену в режиме "МАРШРУТ" предельные угла могут быть ±32°±2°,. ±33°±2,5° и ±35° ±3°. В режиме "ПОСАДКА" - ±15°±1,5° и ±12°±2°. Конкретные углы сигнализации предельного крена и тангажа указываются в паспорте на блок и на заводском знаке блока. Кроме того, блок БСПК может поставляться как с собственными амортизационным основанием так и без него. Основные характеристики. 1. Номинальная настройка срабатывания по крену и тангажу - 7°±1,5°. 2. Предельные углы крена - 33°±3°, 12°±2°. 3. Предельные углы тангажа - 10°±1°. 4.Предельно-допустимое рассогласование от 6° до 12°. 5. Напряжение питание: - для цепей трехфазного переменного тока 36В +2В -3,5В 400Гц ±8Гц, - для цепей постоянного тока 27В±2,7В 6. Потребляемые токи: - переменный ток (в фазе) не более 0,6А, - постоянный ток не более 0,5А. 7. Масса блока без ответных частей штепсельных разъемов: - с амортизационным основанием не более 3,2кг, - без амортизационного основания не более2,8кг. 8. Температурный диапазон работы от -60° до +60С°. 9. Виброустойчивость: - в диапазоне частот от 10 до 50Гц при амплитуде 0,7мм, - в диапазоне частот от 50 до 300Гц при перегрузке 5g на амортизационном основании и при перегрузке 2,5g без амортизационного основания. 10. Ударные перегрузки - 1000 ударов с 12 - кратной перегрузкой. 11. Линейные перегрузки 10g. 12. Высотность до 5мм ртутного столба. 13. Повышенная влажность 95-98% при температуре +40°С. Устройство и принцип действия (рис.35). Блок БСПК-1 представляет собой электромеханический прибор, состоящий из двух каналов: канала крена и канала тангажа. Каждый канал работает независимо друг от друга и состоит из схемы сравнения электрических сигналов двух авиагоризонтов, пропорциональных измеренным ими углам крена и тангажа, и схемы сигнализации предельных углов по сигналам одного из сравниваемых авиагоризонтов. В схеме блока предусмотрена также возможность проверки его на функционирование без определения количественных характеристик параметров. Контроль работы двух авиагоризонтов осуществляется путем сравнения выходных электрических сигналов сельсин датчиков авиагоризонтов АГБ-3, с помощью сельсин приемников, находящихся в блоке БСПК-1. Если показания авиагоризонтов по крену одинаковые, то сельсин датчики и сельсин приемники будут находиться в согласованном положении. При этом напряжение на роторной обмотке дополнительного сельсин приемника блока БСПК-1 практически будет равно нулю. При отказе одного из АГБ-3 показания становятся не одинаковыми. При этом происходит рассогласование между их основными сельсин датчиками и на роторной обмотке дополнительного сельсин приемника БСПК-1 возникает напряжение, пропорциональное разности углов положении роторов сельсин датчиков двух авиагоризонтов. Переменное напряжение снимаемое с роторной обмотки дополнительного сельсин приемника, подается на вход релейного усилителя, который при величине угла рассогласования двух авиагоризонтов в пределах от 6° до 12° обеспечивает срабатывание исполнительного реле. При этом загорается табло "ОТКАЗ АГБ", в телефонах срабатывание исполнительного реле. При этом загорается табло "ОТКАЗ АГБ", в телефонах появляется звуковой сигнал. Блок БСПК-1 сигнализирует о достижении предельно-допустимой разности в показаниях сравниваемых АГБ, при этом не указывает, какой из АГБ отказал. Определение неисправного авиагоризонта производится пилотом по дублирующим приборам. Сигнализация блока БСПК-1 о достижении летательным аппаратом предельных углов крена (на маршруте 33°±3° и посадке 12° ±2°) осуществляется с помощью ламельного устройства, диск которого установлен на одной оси с ротором сельсин приемника блока БСПК-1. Переключение режимов работы сигнализатора осуществляется переключателем с надписью "КРЕН ПРЕД. - МАРШРУТ - ПОСАДКА" который установлен на приборной доске летчиков. Условия эксплуатации. На левой панели приборной доски установлены табло: "ПРЕДЕЛЬНЫЙ КРЕН", "ПРАВЫЙ", "ЛЕВЫЙ" - желтого цвета; "ОТКАЗ АГБ-3К", "КРЕН", "ТАНГАЖ" -красного цвета; "ПРЕДЕЛЬНЫЙ ТАНГАЖ", "КАБРИРОВАНИЕ", "ПИКИРОВАНИЕ" - желтого цвета, которые работают в мигающем режиме, информируя летчика о положении воздушного судна. На левой боковой панели установлен выключатель ВГ-15К-2с контроля, а также две кнопки К-3-1 с трафаретами "КОНТРОЛЬ ТАНГАЖ", "КОНТРОЛЬ КРЕН", посредство которых производится контроль за работой каналов крена и тангажа следующим образом: 1. На приборной доске тумблер "ПРЕДЕЛЬНЫЙ КРЕН БСПК 15°-30°" поставить в положение 15°. 2. На левой боковой панели электропульта выключатель "КОНТРОЛЬ БСПК-1" поставить в положение "ВКЛЮЧ". 3. Нажать кнопку "КРЕН", при этом на приборной доске левого летчика загорится табло "ПРЕДЕЛЬНЫЙ КРЕН", "ПРАВЫЙ", "ОТКАЗ АГБ-3К" "КРЕН". Отпустить кнопку "КРЕН", табло должно погаснуть. В момент отпускания кнопки может кратковременно загореться и погаснуть табло "ПРЕДЕЛЬНЫЙ КРЕН", "ЛЕВЫЙ". 4. Нажать на кнопку "ТАНГАЖ", при этом загорится табло "ПРЕДЕЛЬНЫЙ ТАНКАЖ", "ПИКИРОВАНИЕ", "ОТКАЗ АГБ-3К", "ТАНГАЖ", "ПРЕДЕЛЬНЫЙ КРЕН", "ЛЕВЫЙ". Отпустить кнопку " ТАНГАЖ" - табло должны погаснуть. В момент отпускания кнопки загорится и погаснет табло "ОТКАЗ АГБ-3К", "КРЕН" и могут кратковременно загореться и погаснуть табло "ПРЕДЕЛЬНЫЙ ТАНГАЖ" "КАБРИРОВАНИЕ", "ПРЕДЕЛЬНЫЙ КРЕН", "ПРАВЫЙ". 5. Выключатель "КОНТРОЛЬ БСПК-1" поставить в положение "ВЫКЛЮЧ.", закрыть защиткой и законтрить ниткой. §6. ГИРОВЕРТИКАЛИ С СИЛОВОЙ ГИРОСКОПИЧЕСКОЙ СТАБИЛИЗАЦИЕЙ. Назначение. Предназначены для определения положения ЛА в пространстве относительно истинной вертикали места, а также выдачи электрических сигналов потребителям Рис.36. Одноосный силовой гиростабилизатор. Принцип действия. Для повышения точности гироскопа при нагружении осей его рам большими моментами применяется принцип силовой гироскопической стабилизации. Принцип действия ЦГВ основан на использовании свойства трехстепенного гироскопа сохранять неизменно (вертикально) направление главной оси в пространстве. Рассмотрим этот принцип на следующем примере (рис.36). Пусть по оси подвеса наружной рамы (Охн) трехстепенного следующем примере (рис.36). Пусть по оси подвеса наружной рамы (Охн) трехстепенного гироскопа действует внешний момент Мвн. Под действием этого момента гироскоп прецессирует вокруг оси подвеса внутренней рамы ув с угловой скоростью = - Мвн \ Н. Возникает гироскопический момент Мг, направленный в сторону, противоположную внешнему моменту Мвн, и равный ему по величине. Этот гироскопический момент компенсирует внешний момент, и наружная рама сохраняет свое первоначальное положение. Но при развороте гироскопа на 90 градусов ось кинетического момента совпадает с осью подвеса наружной рамы и гироскоп потеряет устойчивость, начнет вращаться относительно оси Охн под действием момента Мвн. Чтобы этого не произошло, используется система, включающая потенциометр П и двигатель Дв. Щетка потенциометра закреплена на оси вращения внутренней рамы, а сам потенциометр - на наружной раме. Ось вращения двигателя жестко связана с осью вращения наружной рамы. При развороте внутренней рамы под действием момента Мвн с потенциометра на двигатель поступает сигнал. Двигатель прикладывает момент стабилизации Мс относительно оси Охн, направленный в сторону, противоположную внешнему моменту Мвн. Под влиянием момента стабилизации Мс гироскоп начинает прецессировать относительно оси внутренней рамы в обратном направлении и остановиться в некотором положении, при котором момент стабилизации уравновесит внешний момент Мвн. Прибор, схема которого изображена на рис.36, называется одноосным силовым стабилизатором. Курсовертикаль. Примером трехосной силовой гироскопической стабилизации служит силовая гироплатформа - курсовертикаль, используемая в качестве чувствительного элемента в автопилоте (АП-15). Центральная гировертикаль (ЦГВ). Является на ЛА гироскопическим датчиком, обеспечивающим сигналами крена и тангажа ряд потребителей (управляющую систему, курсовую систему, радиолокационную станцию и др.). Существует несколько модификаций ЦГВ, например ЦГВ-4, ЦГВ-10, МГВ, в комплект которых входят указатели и гиродатчики. Типовая электрокинематическая схема ЦГВ приведена на рис. 37. Гиростабилизированная платформа (гиродатчик) выполнена в виде цилиндрического кожуха 8. Два гироузла 7,9 располагаются на платформе друг над другом, образуя двухгироскопный узел, оси кинетических моментов которых направлены перпендикулярно плоскости платформы и в противоположные стороны. Ось платформы закреплена в подшипниках наружной рамы 2. В рабочем положении она горизонтальна и параллельна поперечной оси ЛА. Ось наружной рамы закреплена в подшипниках корпуса и направлена параллельно продольной оси ЛА. Таким образом угол поворота корпуса относительно наружной рамы равен углу крена ЛА, а угол поворота наружной рамы относительно оси платформы равен углу тангажа. Элементы схемы ЦГВ образуют три системы: а) систему силовой разгрузки, состоящую из потенциометров разгрузки 6,10 и стабилизирующих двигателей 3,12. Она обеспечивает существенное снижение влияния внешних моментов по осям подвеса на точность выдерживания платформы в плоскости горизонта; б) систему коррекции, состоящую из жидкостного маятника 4 и коррекционных двигателей 5,11; в) систему ускоренного приведения к вертикали, состоящую из маятников 16,17 и стабилизирующих двигателей 3,12. Сигналы с потенциометров разгрузки снимаются с помощью щеток 14,15, а сигналы крена и тангажа с потенциометров 1,13. Рассмотрим работу системы ускоренного приведения ЦГВ к вертикали. ЦГВ не имеет арретирующего устройства, и, следовательно, в момент подачи питания на прибор рамы карданного подвеса занимают произвольное положение. При наклонах платформы относительно плоскости горизонта на углы более 2 градуса, например, по оси подвеса наружной рамы у маятника 17 замыкается средний контакт с одним из крайних. Напряжение с маятника подается на стабилизирующий двигатель 12. Оно по величине превышает напряжение с потенциометра 10. Под действием момента, создаваемого двигателем 12, гироскоп 9 будет прецессировать до упоров. Когда гироскоп ляжет на упоры, момент двигателя 12 поворачивает платформу вокруг оси подвеса гироскоп ляжет на упоры, момент двигателя 12 поворачивает платформу вокруг оси подвеса наружной рамы как обыкновенное негироскопическое тело до размыкания контактов маятника 17. После чего платформа к вертикальному положению приводится системой коррекции, включающей чувствительный элемент, которым является двух координатный жидкостный маятник 4 и коррекционные двигатели 5,11. При отклонении платформы от плоскости горизонта относительно сои Охн сигнал с маятника 4 поступает на коррекционный двигатель 11, который создает момент относительно оси подвеса гироскопа, что вызывает прецессию платформы в направлении устранения ее рассогласования с плоскостью горизонта. Отклонение платформы от плоскости горизонта относительно оси Оув приводит к поступлению сигнала с маятника на коррекционный двигатель 5. Аналогично работает система приведения по оси подвеса платформы, включающая маятник 16 и двигатель 3. Сигналы крена и тангажа снимаются с потенциометра 1,13. Основные технические данные ЦГВ-4. Напряжение питания постоянным током - 27±2,7В, переменным током - 36±3,6В. Время восстановления из завалов в 5° - 2,5-7 минут. Погрешность выдерживания вертикали с включенной коррекцией на неподвижном основании не более ±5угл. минут, подвижном не более ±15угл. минут. Рис.37. Электрокинематическая схема центральной гировертикали ЦГВ. Малогабаритная гировертикаль. Малогабаритная гировертикаль МГВ (рис.38) представляет собой двухосную гиростабилизированную платформу 11, подвешенную в раме 12, которая в свою очередь подвешена в корпусе 13 прибора. На платформе расположены два двухстепенных гироскопа 8, 17, оси кинетических моментов которых направлены перпендикулярно плоскости платформы и в противоположные стороны. Сигналы пропорциональные углам разворота гироузлов гироскопов относительно платформы, снимаются с потенциометров 6, 16. Напряжения с потенциометров поступают на стабилизирующие двигатели 1, 4. Потенциометры и двигатели образуют систему силовой разгрузки. Рис. 38. Кинематическая схема малогабаритной гировертикали МГВ. Положение платформы в плоскости горизонта корректируется системой коррекции, включающей два однокоординатных жидкостных маятниковых датчика 5, 14 и коррекционные двигатели 3, 9. Механические маятники 2, 7, имеющие порог чувствительности 2 градуса, совместно со стабилизирующими двигателями 1, 4 образуют систему ускоренного приведения платформы в плоскость горизонта при включении прибора. Сигналы пропорциональные углам крена и тангажа, снимаются с выходных преобразователей 10, 15, представляющих собой потенциометрические датчики и синусно - косинусные трансформаторы. Эксплуатация ЦГВ. Для проверки применяется проверочный стол КПА-5 и специальный пульт. Проверяется правильность схемы подключения и сама ЦГВ. Техническое состояние гировертикалей в лабораторных условиях проверяются путем контроля: времени готовности; токов, потребляемых в установившемся режиме; наличия сигналов с устройств съема результатов измерений; точности выдерживания вертикали на качающемся основании; скорости поперечной и продольной коррекции; сопротивления изоляции между электрическими цепями и корпусом прибора. §7. ГИРОПОЛУКОМПАСЫ. Попытки создания совершенных приборов для измерения курса привели к необходимости использования гирополукомпаса. Рассмотрим поведение свободного гироскопа на ЛА, движущемся относительно системы отсчета ОХУZ. Гироскоп на ЛА размещен так, что ось собственного вращения ОХ совпадает с вектором путевой скорости Vп, внешняя ось карданного подвеса ОУ направлена по оси ОУо, а внутренняя ось ОZ перпендикулярна осям ОХ и ОУ. Оси системы ОХУZ вращаются в пространстве из-за наличия угловой скорости вращения Земли и путевой скорости ЛА. Гирополукомпасы используются как самостоятельные курсовые приборы, а также в качестве датчиков курса в курсовых системах и автопилотах. Для того, чтобы свободный гироскоп на ЛА использовать в качестве прибора, запоминающего направление на Зеле, т.е. в качестве датчика курса, необходимо собственную ось гироскопа удерживать в горизонтальной плоскости и обеспечивать либо прецессию гироскопа в ней, либо разворот датчика курса с определенной угловой скоростью, взятой с обратным знаком. Первое условие можно выполнить, создав момент относительно оси внешней рамки карданного подвеса, с помощью механизма горизонтальной коррекции. Второе условие выполняется или созданием момента относительно внутренней рамки с помощью механизма широтной коррекции или дополнительным разворотом корпуса датчика курса от интегрирующего привода, скорость которого является функцией по углу разворота. На ЛА устанавливаются гирополукомпаса: ГПК-52, ГПК-48. Гирополукомпас ГПК-52АП. |