4.7 Авіагоризонт АГК-47Б
Авіагоризонт комбінований, тому що в одному корпусі змонтовано три прилади: авіагоризонт, покажчик повороту та покажчик ковзання.
Призначення авіагоризонту - забезпечення екіпажу інформацією про положення літака щодо площини горизонту. Покажчик повороту служить визначення напрямку розвороту літака, а покажчик ковзання вимірює ковзання. Покажчик повороту розглянуто в розд. 4.2, а покажчик ковзання - в розд. 3.11. Спрощені кінематична, електрична схеми та лицьова сторона авіагоризонту представлені на рис. 4.19, 4.20, 4.21; всі позначення на малюнках однакові.
Власна вісь обертання гіроскопа 7 (див. рис. 4.19, 4.20) наводиться у вертикальне положення за допомогою маятникової системи корекції, куди входять електролітичний маятник,/6 і два соленоїди13і14,Соленоїд13розташовується перпендикулярно до зовнішньої осіукарданова підвісу, а соленоїд14— перпендикулярно до внутрішньої осіхкарданова підвісу на внутрішній рамі>6,виконаної у вигляді кожуха. Кожен із соленоїдів має дві обмотки, створюють під час проходження ними струмів магнітні поля протилежного напрями. У соленоїдах є металеві осердя, які мають можливість переміщатися всередині соленоїдів. Якщо власна вісь обертання гіроскопа збігається з напрямком місцевої вертикалі, то з електролітичного маятника на обмотки соленоїдів надходять однакові сигнали і сердечники, перебуваючи в середньому положенні, не створюють моментів навколо осей карданова підвісу. При відхиленні головної осі гіроскопа від вертикального напрямку струми, що протікають по обмотках соленоїдів, будуть нерівними внаслідок неоднакових опорів між контактами електролітичного маятника. Цепризведе до переміщення сердечників у соленоїдах, і за рахунок їхньої ваги навколо осей карданова підвісу виникнуть моменти, які повернуть вісь власного обертання гіроскопа до вертикального положення. Так соленоїд14бере участь у створенні моменту навколо внутрішньої осі карданова підвісу, а соленоїд13- навколо зовнішньої осі підвісу.
Зовнішня вісь карданова підвісу авіагоризонту паралельна поперечній осі літака, тому індикація тангажу здійснюється за круговою шкалою4,пов'язаною із зовнішньою рамою карданова підвісу 5, лінії горизонту, пов'язаної з корпусом приладу. При пікіруванні або кабріровании лінія горизонту переміщається щодо нерухомої шкали - пілоту картина представляється зворотної: силует літака1разом зі шкалою4опускається або піднімається щодо лінії горизонту. Індикація крену здійснюється за відносним положенням силуету літака /, пов'язаного з внутрішньою рамою карданова підвісу, і шкали3,закріпленої на зовнішній рамі карданова підвісу. Для того щоб індикація крену була природною, тобто силуеток літака імітував крен щодо площини горизонту, так само як і в АГБ-3, в АГК-47Б застосована пара шестерень з передатним ставленням 1:1. Шкала тангажу має оцифрування через 20 °, а шкала крену має розмітку через 15 °. Індикація крену та тангажу у АГК-47Б при еволюціях літака представлена на рис. 4.11.
В авіагоризонті є механічний арретир фіксованого типу, тобто якщо в АГБ-3 і АГД-1 арретир працює тільки тоді, коли натиснута кнопка, то в АГК-47Б є можливість, висунувши шток арретира20(рис. 4.21) на себе, зафіксувати його в цьому положенні. При арретованому приладі на лицьовій стороні приладу з'являється червонийпрапорець з написом "Арретир". Коли прилад заарретований, вісь власного обертання гіроскопа збігається з вертикальною віссю літака, а осіуі x збігаються відповідно з поздовжньою та поперечною осями літака. На ручці управління арретиром написано «Арретир тягнути».
За допомогою кремальєри22можна в деяких межах змінювати положення лінії штучного горизонту щодо корпусу приладу, що іноді доцільно робити для зручності витримування траєкторії польоту тангажу, при тривалому негоризонтальному польоті.
Як і будь-який авіагоризонт, АГК-47Б схильний до віражної помилки, але через те, що він призначений для установки на легкомоторні літаки, де може не бути вимикача корекції, відключення корекції в ньому не проводиться. У той самий час зменшення помилки при лівому віражі прилад сконструйований в такий спосіб, що нормальним положенням осі власного обертання є її нахилене положення вперед, польотом, на 2°. Зменшення помилки саме для лівого віражу, ймовірно, можна пояснити тим, що літаки частіше роблять ліві віражі, оскільки командир літа сидить у кабіні на лівому кріслі. Дійсно, при лівому віражі електролітичний маятник буде показувати вертикаль, що здається, яка відхиляється всередину віражу на кут
(4.3)
де ω - Кутова швидкість віражу;V- швидкість польоту літака;g- прискорення сили тяжкості.
Під дією системи поперечної корекції за допомогою соленоїда13гіроскоп почне прецесувати у бік вертикалі, що здається, зі швидкістю
У той же час при розвороті кінець власної осі обертання гіроскопа розгортатиметься навколо положення істинної вертикалі зі швидкістю
(4.5)
де α0 - початковий кутнахилу осі власного обертання гіроскопа вперед (рис. 4.22), спрямованої протилежний бік, оскільки гіроскоп прагне зберегти становище осі власного обертання просторі незмінним. Напрямок швидкості ωγ протилежний напрямку швидкості прецесії гіроскопа β.
Очевидно, щоб при лівому віражі не було помилки, необхідне виконання умови
(4.6)
або для невеликих кутів β0 (4.6) можна записати
(4.7)
(4.8)
ЗнаючиКуавіагоризонту та найбільш уживані швидкості, при яких відбувається розворот, можна визначити необхідний кут α0 нахилу осі гіроскопа.