(46) 30.05.91. Бюло К 20
(21)4317639/22
(22)14.10.87 (72) А.В. Авдеев
(53)531.383(088.8)
(56)Патент Франции № 2223668, кл. G 01 С 19/22, 1974.
Авторское свидетельство СССР f 940553, кл. G 01 С 19/00, 1980.
(54)СИСТЕМА ИНДИКАЦИИ АВИАГОРИЗОНТА С ТРЕХСТЕПЕННЫМ КОРРЕКТИРУЕМЫМ ГИРО- СКШОМ
(57)Изобретение относится к приборостроению и может быть использовано
в Гироскопической технике. Цепью изобретения является снижение трудоемкости регулировки системы индикации
авиагоризонта с трехстепенным корректируемым гироскопом. При повороте трехстепенного корректируемого гироскопа 1 в раме 2 карданова подвеса на определенный угол гибкий элемент 16 пepeдaet вращение с ведущего шкя ва 3 на подвижные ведомое вкивы 11, 12 и посредством пружин 10, промежуточного элемента 9 и оси 7 - на элемент ф индикации углов шангажа. В процессе регулировки системы иццика- ции авиагоризонта осуществляется перемещение концов ветвей 17,18 гибкого элемента 16 относительно друг друга и его середины в пазу ведущего шкива 3, после чего середина гибкого элемента 16 фиксируется в новом положении на ведущем шкиве 3. 2 ил.
(Л С
| название | год | авторы | номер документа |
|---|---|---|---|
| Авиагоризонт | 1980 |
|
SU940553A1 |
| АВИАГОРИЗОНТ | 1987 |
|
SU1485748A1 |
| Установка для демонстрации микромеханического авиагоризонта | 2021 |
|
RU2758807C1 |
| Авиагоризонт | 1990 |
|
SU1795285A1 |
| Авиагоризонт | 1980 |
|
SU886606A1 |
| АВИАГОРИЗОНТ | 1984 |
|
SU1190680A1 |
| Гиростабилизированная система стабилизации полезной нагрузки беспилотного воздушного судна | 2021 |
|
RU2762217C1 |
| СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛОВ СТАБИЛИЗАЦИИ НАПРАВЛЕНИЯ ЗЕРКАЛА АНТЕННОГО УСТРОЙСТВА НА ОБЪЕКТ ВИЗИРОВАНИЯ С ОДНОВРЕМЕННЫМ ФОРМИРОВАНИЕМ СИГНАЛОВ ТОРМОЖЕНИЯ ВРАЩЕНИЯ ПО КРЕНУ ПОДВИЖНОГО НОСИТЕЛЯ ПРИ КРУГОВОМ ВРАЩЕНИИ ОСНОВАНИЯ АНТЕННОГО УСТРОЙСТВА, УСТАНОВЛЕННОГО ЖЕСТКО ВНУТРИ КОРПУСА ВРАЩАЮЩЕГОСЯ ПО КРЕНУ ПОДВИЖНОГО НОСИТЕЛЯ, И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 2007 |
|
RU2336611C1 |
| СИСТЕМА ОРИЕНТАЦИИ | 2003 |
|
RU2239160C1 |
| СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ УГЛОВ ПОВОРОТА ДВИЖУЩЕГОСЯ С УСКОРЕНИЕМ АППАРАТА С ПОМОЩЬЮ ГИРОВЕРТИКАЛИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ | 1998 |
|
RU2138017C1 |
Изобретение относится к приборостроению и мсжет быть использовано для определения крена и тангажа летательного аппарата.
Цепью изобретения является снижение трудоемкости регулировки системы индикации авиагоризонта.
На фиг. 1 представлена система индикации авиагоризонта, вид в аксонометрической проекции на фиг. 2 - вид по стрелке А на фиг.1.
Система индикации авиагоризонта (фиг.1) с трехстепенным корректируемым гироскопом Y в раме 2 карданова подвеса содержит ведущий шкив 3 с двумя канавками 4,5, элемент 6 инди- углов тангажа на оси 7 враща- шцейся в раме 8, кинематически связанной f олмой 2 карданова подвеса.
На оси 7 закреплен промежуточный элемент 9, связанный посредством пружин 10 с подвижными ведомыми вкивами 11, 12 соответственно с канавками 13,14. Канавка 13 выполнена в плоскости канавки 4 ведущего шкива 3, канавка 14 выполнена в плоскости канавки 5 ведущего шкива 3. Н а ведущем шкиве 3 (фиг.2) выполнен паз 15 под острым углом к канавкам 4,5. Ведущий шкив 3 посредством гибкого элемента 16 с ветвями 17,18 соединен с Подвижными ведомыми шкивами 11, 12, при этом середина гибкого элемента 16 размещена в пазу 15, а ветви 17,18 гибкого элемента 16 направлены в противоположные стороны и расположены соответственно в канавках 4 и 5 ведущего шкива 3.
СЛ
4 00
3151
Система индикации авиагоризонта с трехстепенным корректируемым гироскопом работает следующим образом.
При повороте трехстепенного корректируемого гироскопа 1 в раме 2 карДанова подвеса на определенный угол, гибкий элемент 16 через свои ветви 17,18 передает вращение ведущего шкива 3 на подвижные ведомые шкивы 11,12 и посредством пружин 10, промежуточного элемента 9 и оси 7 в раме 8 - на элемент 6 индикации углов тангажа. Благодаря выполнению канавок 4,5 соответственно в плоскостях канавок 13,14 подвижных ведомых шкивов. 11,12, при повороте ведущего шкива 3 ветви 17,18 не будут касаться стенок канавок 4,5, обеспечивая минимальный момент сопротивления. В процессе регулировки систегш индика- .ции авиагориэонта осуществляется пере мещение концов ветвей 17,18 гибкого элемента 16 относительно друг друга
7487
и закрепление середины гибкого э.ле- мента 16 я пазу 15. Формула изобретения Система индикации авиагоризонта с трехстепенным корректируемым гироскопом, содержа1цая ведущий шкив с канавкой, закрепленный на гироскопе, элемент индикации углов тангажа на оси,
Q два подвижных ведомых шкива с канавками, связанных пружинами через промежуточный элемент с осью, гибкий элемент, размещенный в канавках ведущего и ведомого шкивов и соединяющий
f5 их в виде восьмерки, отличающаяся тем, что, с целью снижения трудоемкости ее регулировки , ведущий шкив выполнен с двумя канавками, расположенными в одних плоскостях с
20 канавками на ведомых шкивах, и пазом, расположенным между канавками на ведущем шкиве под острым углом к ним, причем середина гибкого элемента размещена в пазу, а его концы направлены 25 в противоположные стороны.
/7
rt
«U/
