Авиагоризонт пикирующий АГП-2

Чувствительным элементом гировертикали является астатический гироскоп, ротор которого приводится во вращение воздушными струями (см. фиг. 125). Ось вращения ротора, выполненная как одно целое с ротором, опирается на два шарикоподшипника, установленных в кожухе 2 ротора.

Кожух вместе с ротором может вращаться относительно внешней рамки 8, которая вместе с кожухом может свободно поворачиваться в корпусе прибора на любой угол. Ось ротора вертикальна. Оси внутреннего и внешнего карданного колец лежат в горизонтальной плоскости. У АГП ось вращения внешней рамки совпадает с поперечной осью самолета (в некоторых конструкциях гировертикалей ось внешней рамки совпадает с продольной осью самолета).

Авиагоризонт пикирующий может работать на разрежении и на давлении.

Из верхней части кожуха воздух через специальные отверстия поступает в коррекционную камеру 3, откуда через отверстия 5, перекрываемые маятниковыми заслонками, поступает в корпус прибора.

Корпус и рамки отлиты из силумина.

Ротор выполнен в виде массивного латунного кольца с моментом инерции порядка 1,3 Г см сек², число оборотов ротора 14 000— 15 000 об/мин.

Ротор опирается на радиально-упорные шарикоподшипники, смазка которых осуществляется с помощью специальных прокладок, пропитанных маслом. Такие же подшипники установлены в рамках. Зазор в оси ротора выбирается калиброванными прокладками, подкладываемыми под верхний пружинящий подшипник.

Подшипник делается пружинящим для предотвращения опасности зажатия стальной оси ротора алюминиевой рамкой при повышении окружающей температуры, так как коэффициент температурного расширения рамки значительно больше, чем оси ротора. Нижний подшипник закреплен наглухо.

В подшипниках подвеса зазоры выбираются подтягиванием центров. Для уменьшения утечки воздуха через подшипники ставятся специальные воздушные сальники в виде уплотняющего кольца из нейзильбера.

На передней лицевой части корпуса имеется экран с нанесенной светящейся чертой, изображающей линию горизонта. Через вертикальный разрез в экране проходит ось подвижного индекса (силуэта самолета), расположенного между экраном и стеклом прибора и служащего указателем положения горизонта.

При крене самолета на угол γ индекс линии горизонта также накренится на угол γ. Если силуэт самолета укрепить непосредственно на оси гироскопического узла, то при крене самолета на угол γ силуэт самолета вместе с гироскопическим узлом останется неподвижным в пространстве и покажет относительно индекса горизонта крен на угол γ в обратную сторону.

Чтобы обеспечить правильные показания поперечного крена самолета, силуэт самолета связан с осью внутренней рамки через пару зубчатых колес с передаточным отношением 1 : 1 (в некоторых приборах применена иная конструкция передаточного механизма). При крене самолета на угол γ силуэт самолета на шкале авиагоризонта повернется на угол 2 γ в ту же сторону (фиг. 128), а его положение относительно индекса линии горизонта будет соответствовать истинному углу крена самолета.

Фиг. 128. Отсчет угла кренов по положению силуэта самолета

С правой стороны прибора имеется прикрепленная к наружной рамке шкала в форме кольца с делениями в пределах +90⁰; по этой шкале отсчитывается угол тангажа. Так как при больших углах тангажа силуэт самолета уходит с лицевой стороны прибора, то шкала имеет двухцветную раскраску: голубую для кабрирования и коричневую для пикирования.

Авиагоризонт пикирующий допускает выполнение фигур высшего пилотажа. Чтобы предупредить возможность совмещения осей рамки и ротора при поперечных кренах свыше 75/80°, сверху и снизу на кожух.