Центральная гироскопическая вертикаль цгв-4

Центральная гироскопическая вертикаль представляет собой двухосную гиростабилизированную платформу. Она пред­назначена для определения положения самолета относительно го­ризонта, измерения углов отклонения от положения горизонта и выдачи сигналов, пропорциональных этим отклонениям, при помо­щи потенциометрических датчиков потребителям (автопилот, ука­затель горизонта и др.).

ЦГВ-4 (рис. 6.2) имеет два гироскопа 4 и 12 c двумя степеня­ми свободы. Оси прецессии гироскопов x₁и у₂ перпендикулярны друг другу, в начальном положении ось x₁параллельна оси х внут­ренней рамы карданова подвеса и поперечной оси самолета, а ось у₂ параллельна оси внешней рамы у карданова подвеса и про­дольной оси самолета.

Оси прецессии гироскопов 12 и 16 вертикальны, а кинетические моменты перпендикулярны друг другу. Ось прецессии гироскопа 5 лежит в горизонтальной плоскости, а кинетический момент составляет с кинетическими моментами гироскопов 12 и 16 угол, равный 135°. На осях прецессии гироскопов укреплены коррекционные двигатели 4, 11 и 15 и индукционные датчики угла 7, 13, 17. На платформе установлены также два двух координатных электролитических маят­ника 19 и 20. На оси z укреплен ротор, а на внутренней раме — статор устрой­ства 9, называемого преобразователем координат. Для съема электрических сиг­налов, пропорциональных отклонению самолета по крену, тангажу и курсу, на осях у, х и z установлены сельсины-датчики 14, 6, 22.

Рассмотрим работу прибора в режиме первоначальной выставки и режиме стабилизации.

Режим первоначальной выставки. Чтобы прибор мог измерять углы отклонения самолета по курсу, крену и тангажу, необходимо ось г плат­формы удерживать в положении местной вертикали, при этом нулевая отмет­ка платформы должна быть совмещена с направлением заданного" курса Плат­форма к заданному курсу приводится следящей системой, в которой датчиком курса является курсовая система или гиромагнитный компас

Сигнал с курсового устройства поступает на коррекционный двигатель 4, который прикладывает по оси прецессии гироскопа 5 момент. При действии момента возникает гироскопический момент, стремящийся совместить собствен

Гиромоторы гироскопов вращаются в противоположные сторо­ны, что приводит к компенсации их реактивных моментов при раз­гоне. Гироскопы установлены в кожухе 5, являющемся внутренней рамой карданова подвеса, которая заключена во внешней раме 7. Ось рамы 7 закреплена в подшипниках корпуса и параллельна продольной оси самолета. Вместе с осями кардановой рамы гиро­скопы 4 и 12 являются трехстепенными.

Рассмотрим работу ЦГВ-4 в режиме начальной выставки и в режиме стабилизации.

Режим начальной выставки. Поскольку центральная гировертикаль не имеет арретирующего устройства, то в .момент подачи питания на прибор рамы карданова подвеса занимают про­извольное положение. Для быстрого приведения ЦГВ-4 в рабочее положение в приборе имеются два механических маятника (на рис. 6.2 не показаны), определяющие наклон платформы 5 относи­тельно горизонта. Сигналы с маятников подаются непосредственно на стабилизирующие двигатели 1 и 10, расположенные по внешней и внутренней осям карданова подвеса. Стабилизирующие двигате­ли с точностью ±2° устанавливают ось г внутренней рамы в верти­кальное положение. Цепь грубой выставки замыкается кнопкой, у которой имеется надпись «Арретир ЦГВ» или просто «ЦГВ». Эта кнопка служит для быстрого приведения прибора в положе­ние, близкое к рабочему по отношению к плоскости горизонта. Следовательно, ею. можно пользоваться не только в горизонталь­ном полете.

После того как внутренняя рама (кожух) установлена пример­но в рабочее положение, точная выставка осуществляется систе­мой коррекции, чувствительным элементом которой является электролитический маятник 9. Сигналы с него подаются на коррек­тирующие двигатели 6 и. 11, создающие моменты по осям прецес­сии х₁ первого и y₁ второго гироскопов.

Двигатель 6, прикладывая момент относительно оси x₁, заста­вит гироскоп 4 совмещать ось собственного вращения с осью внут­ренней рамы, поворачивая весь кожух вокруг оси внешней рамы у. Двигатель 11 заставляет делать то же самое гироскоп 12, повора­чивая кожух относительно оси внутренней рамы х. Поскольку ги­роскопы 4 и 12 имеют сравнительно небольшие кинетические мо­менты, то возникающие гироскопические моменты от моментов двигателей 6 и 11 невелики и гироскопы неспособны, установить ось z кожуха в вертикальное положение. В то же время двигатели 6 и 11 сумеют повернуть гироскопы 4 и 12 вокруг их осей прецессии x₁и y₂ на небольшие углы. Тогда с потенциометров 3 и 13 снимутся сигналы, которые управляют стабилизирующими двигателями 1 и 10.

Эти двигатели установят ось кожуха z в вертикальное положе­ние. Таким образом, в коррекции гироскопов участвуют: электро­литический маятник 9, корректирующие двигатели 6 и 11, гироско­пы 4 и 12, их потенциометры 3 и 13 и стабилизирующие двигате­ли 1 и 10.

Режим стабилизации. Представим, что, например, при крене самолета, по оси внешней рамы действует момент за счет трения щеток о потенциометры 5. Этот момент будет внешним по отношению к гироскопам 4 и 12. Он вызывает прецессию гироско­па 4, стремясь совместить его кинетический момент с осью прило­жения внешнего момента. В этом случае сигнал с потенциометра 3 поступает на стабилизирующий двигатель 1. Двигатель 1 создает вокруг оси внешней рамы момент, который уравновесит вредный внешний момент. При этом ось z останется в прежнем положении, а кинетический момент Н_х гироскопа 4 изменит свое положение.

Аналогичным образом прибор работает, если возникает момент по оси внутренней рамы карданова подвеса, только в стабилиза­ции положения теперь участвуют гироскоп 12, потенциометр 13 • и стабилизирующий двигатель 10.

Таким образом, осуществляется двухосная силовая гироскопи­ческая стабилизация кожуха в вертикальном положении по осям х и у.

При отклонении самолета от плоскости горизонта электричес­кие сигналы, пропорциональные этому отклонению, по крену сни­мают с потенциометров 8, а по тангажу — с потенциометров 2. По­перечная коррекция ЦГВ-4 на вираже отключается выключателем коррекции ВК-53РБ.

Основные технические данные

Напряжение питания, В:

постоянный ток................................ 27±2,7

переменный ток.............................. 36±3,6

Время восстановления (мин) из завалов в 5" . . 2,5—7

Погрешность в выдерживании вертикали с включен­ной коррекцией на основании, угл. мин:

неподвижном.................................... не более ±5

подвижном........................................ не более ±15

Малогабаритная гировертикаль (МГВ).

Наряду с ЦГВ-4в гражданской авиации эксплуатируется также гировер­тикаль типа МГВ (на самолете Ту-154 МГВ-1СК), которая при тех же точностных характеристиках имеет меньшие габариты и массу, чем ЦГВ-4. Гировер­тикаль типа МГВ принципиально ничем не отличается от гировертикали ЦГВ-4, но имеет следующие конструктивные особенности.

Вместо одного двух координатного электролитического маятника в ней ис­пользуются два однокоординатных.

В качестве коррекционных двигателей по осям прецессии гироскопов исполь­зованы датчики моментов, представляющих собой токовую рамку, находящуюся и магнитном поле.

Кроме того, по осям прецессии гироскопов устанавливаются дополнительные датчики моментов, управляемые от контрольно-поверочной аппаратуры и служа­щие для завала рамок карданова подвеса с целью проверки функционирования прибора.

По измерительным осям гировертикали, кроме потенциометрических датчи­ков, установлены также синусно-косинусные трансформаторы для транслирова­ния сигналов крена и тангажа.

Малогабаритная гировертикаль представляет собой двухосную гиростабилизированную платформу 17, подвешенную в раме 12, которая в свою очередь подвешена в корпусе 13 прибора (рис.6.3). 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 6, 16 и двигатели 1, 4 образуют систему силовой раз грузки, обеспечивающую существенное снижение влияния внешних моментов по осям подвеса на точность выдерживания платформы в плоскости горизонта. При действии внешнего момента по оси Ох_Р прецессирует гироскоп 17 и сигнал с потенциометра 16 поступает на стабилизирующий двигатель 7, который создает момент стабилизации, уравновешивающий внешний момент. В случае если внешний момент действует по оси Оу_П гироскоп 8 прецессирует, с потенциометра 6 сигнал поступает на двигатель 4, который развивает момент, компенсирующий внешний момент.

Положение платформы в плоскости горизонта корректируется системой коррекции, включающей два однокоординатных жидкостных маятниковых датчика 5, 14 и коррекционные двигатели 3, 9. При отклонении платформы от плоскости горизонта относительно оси Ох_Р сигнал с датчика 5 поступает на коррекционный двигатель 3. Последний создает момент относительно оси подвеса гироскопа 17, что вызывает разворот платформы вместе с рамой 12 в направлении устранения ее рассогласования с плоскостью горизонта. Отклонение платформы от плоскости горизонта относительно оси Оу_П приводит к поступлению сигнала с датчика 14 на коррекционный двигатель 9, который создает момент относительно оси подвеса гироскопа 8. Это вызывает разворот платформы относительно оси Оу_П в направлении, противоположном направлению отклонения ее от плоскости горизонта. Механические маятники 2, 7, имеющие порог чувствительности 2°, 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 их собой потенциометрические датчики и синусно-косинусные трансформаторы.

Рис 6.3 кинематическая схема МГВ.

Техническое состояние гировертикалей в лабораторных условиях проверяется путем контроля: времени готовности; токов, потребляемых в

Ось платформы закреплена в подшипниках наружной рамы 2. В рабочем положении она горизонтальна и направлена в сторону крыльев. Ось наружной рамы закреплена в подшипниках корпуса прибора и направлена параллельно продольной оси самолета. Таким образом угол поворота корпуса относительно наружной рамы равен углу крена самолета, а угол поворота наружной рамы относительно оси платформы равен углу тангажа в установившемся режиме; наличия сигналов с устройстве съема результатов измерений; точности выдерживания вертикали на качающемся основании; скорости поперечной и продольной коррекции; сопротивления изоляции между электрическими цепями и корпусом прибора.