2.4.1 Авиагоризонт агб-3к
Измеряет угол крена и тангажа, а также наличие скольжения. Принцип действия основан на использовании гироскопа с 3-мя степенями свободы, главная ось которого первоначально с помощью арретира устанавливается в вертикальное положение.Она остается в вертикальном положении в то время, как самолет, изменяя угол крена и тангажа, разворачивается относительно главной оси гироскопа.
Разворот по крену через зубчатую пару разворачивает силуэт самолета на двойной угол крена (см. рис. 31). Угол тангажа измеряется с помощью электрической дистанционной передачи, состоящей из сельсин-датчика 1, установленного на оси внутренней рамы гироскопа, трехпроводной линии связи, сельсин-приемника 16, усилителя 19 и двигателя 18, который вращаясь, поворачивает цилиндрическую шкалу тангажа 15. На лицевой части имеется силуэт самолета, шкала углов крена. Имеется также цилиндрическая шкала тангажа, флажок отказа питания. В авиагоризонте имеются ограничения по измерению угла тангажа от 0 до 80О. Ограничение связано с выбиванием гироскопа при совмещении оси внешней рамы с главной осью гироскопа. Чтобы избежать выбивания в авиагоризонте имеются ограничители, которые при углах тангажа около 80О препятствуют дальнейшему движению внешней рамы в сторону совмещения с главной осью гироскопа.
Рис. 31 Кинематическая схема авиагоризонта АГБ-3К
1-сельсин-датчик тангажа: 2 – наружная рамка гироузла; 3 - гироузел; 4 - сельсин-датчик крена; 5-упор; 6,9-моментные двигатели; 7 - ограничитель; 8-жидкостный датчик коррекции; 10 - силуэт самолета; 11 - шкала крена; 12 - арретир; 13 - флажок отказа питания; 14-индекс; 15 - шкала тангажа; 16 - сельсин-приемник тангажа; 11-кремальера регулировки горизонта; 18-двигатель-генератор; 19 - усилитель
Рис. 32 – Лицевая часть авиагоризонта АГБ-3
2.4.2 Авиагоризонт агд-1
Рис. 4. Указатель и гиродатчик АГД-1С
1 – индекс центровки тангажа; 2 – линия искусственного горизонта; 3 – нулевой индекс; 4 – кнопка арретирования; 5 – лампа сигнализации; 6 – цилиндрическая шкала тангажа; 7 – указатель скольжения; 8 – шкала крена; 9 – кремальера центровки тангажа; 10 – силуэт-самолет
Авиагоризонт дистанционный АГД-1 позволяет измерять углы крена и тангажа без ограничений и может использоваться при выполнении фигур высшего пилотажа. Для исключения выбивания гироскопа в этом авиагоризонте имеется дополнительная следящая рама, с помощью которой удается постоянно поддерживать перпендикулярность главной оси гироскопа и плоскости внешней рамы. Перпендикулярность контролируется с помощью индукционного датчика. Сигнал с индукционного датчика разворачивает внешнюю раму до перпендикулярного состояния.
В связи с усложнением гироскопа его помещают в отдельный корпус (именуемый 458 МКС), а связь между индикатором и гиродатчиком обеспечивается двумя электрическими дистанционными передачами на сельсинах. В связи с тем, что гиродатчик недоступен пилоту, арретирование в этом авиагоризонте дистанционное, электрическое, которое приводится в действие при нажатии кнопки, а также автоматически при включении питания на авиагоризонт. Красная сигнальная лампочка отказа включается при отсутствии или нарушении питания, а также в процессе арретирования.
Рис. 33 Кинематическая схема авиагоризонта АГД-1
1, 14, 16-двигатель-генератор; 2, 23-коммутаторы; 3, 5, 10 - рамки; 4, 24 - электродвигатели; 7, 12, 13, 17 - сельсины; 8, 9 - реле; 11 - индуктивный датчик; 15 - картушка; 18 - шестерня; 19, 22 - индексы; 20 - шкала; 21 - кремальера; 25 - жидкостной маятниковый переключатель; 26 - контакты выключателя коррекции; 27 - жидкостной выключатель
Эксплуатация авиагоризонта:
1. Включить питание 27 В и 36 В. При этом в течении не более 15 сек лампа отказа должна погаснуть, указывая на завершение арретирования.
2. Через 2-3 минуты проверить перемещение шкалы тангажа в пределах 10о-12о ручкой начальной установки тангажа.
3. Совместить треугольный индекс с нулевой меткой щкалы крена.
4. Проверить показания прибора, который должен указывать стояночные углы крена и тангажа. При необходимости сделать повторное арретирование с помощью кнопки арретирования.
5. На рулении при разворотах авиагоризонт не должен изменять показания.
6. После взлета проверить показания прибора плавным изменением крена.