Предлагаемый искусственный горизонт для самолета представляет собою маятник с двумя гироскопами, из коих один с вертикальной осью вращения, другой - с горизонтальной, направленной по поперечной оси самолета, причем скорость вращения второго гироскопа регулируется пропорционально скорости полета самолета действием помпы, вращаемой ветрянкой.
На схематическом чертеже фиг. 1 и 2 изображают вертикальные разрезы прибора в двух взаимно перпендикулярных направлениях и фиг. 3 - вид его сверху.
Камера А с прикрепленной к ней камерой Б подвешена на карданном подвесе К так, чтобы центр тяжести всей системы был ниже точки подвеса. Для регулировки положения центра тяжести служат гайки НН. В верхней камере А помещен гироскоп / с вертикальной осью вращения, в нижней камере Б - гироскоп Г с горизонтальной осью вращения, причем последнюю располагают параллельно поперечной оси самолета. Для пуска в ход и вращения гироскопов служит трубка В Вентури или ветрянка, вращающая небольшую помпу, создающую разрежение в камерах А к Б через посредство каналов в осях карданного подвеса.
При прямолинейном полете действующая на систему сила тяжести приводит
(120)
ее в положение истинной вертикали. При вираже центробежная сила стремится отводить центр тяжести системы в направлении, перпендикулярном к траектории полета. Одновременно с этим создающийся гироскопический момент, вызываемый поворотом оси гироскопа Г в горизонтальной плоскости, производит поворот всей системы в сторону, противоположную той, в которую ее стремится повернуть центробежная сила. Величина момента, создаваемого центробежными силами, определяется произведением M.V.A.T, где М - масса системы, V-скорость самолета, А - угловая скорость поворота самолета и Т- расстояние центра тяжести системы от точки подвеса. Величина гироскопического момента гироскопа Г равна Г.А, где Г- момент количества движения гироскопа, пропорциональный угловой скорости вращения гироскопа. При заданных значениях Ж и Г можно подобрать помпу таким образом, чтобы создаваемая ею скорость вращения гироскопа была пропорциональной скорости V самолета. В таком случае всегда может соблюдаться уравнение Ai.V.A.T Г.А, так как Г пропорционально V, Создающиеся неравенства моментов силы тяжести, центробежного ускорения и гироскопического, а также действие кратковременных моментов, создаваемых тряскои и пр., погашаются сопротивлением гироскопа Гг. Передача показаний системы на шкалу прибора может производиться различным путем, например, как у горизонта Сперри.
Кроме указаний истинного горизонта предлагаемый прибор может давать указания также о совершающемся повороте самолета. Для этой цели гироскоп А установлен в рамке Р, которая может поворачиваться около продольной оси самолета в некоторых небольших пределах, преодолевая сопротивление соответствующей пружины. При этом направление совершающегося поворота указывается стрелкою, как в обыкновенном указателе поворота. Для наблюдения за стрелкой необходимо камеру Б сделать прозрачной.
Предмет изобретения.
1.Искусственный горизонт для сймолета с гироскопами в виде маятника отличающийся применением двух расположенных один над другим гироскопов PI с вертикальной осью вращения и с направленной параллельно поперечной оси самолета горизонтальной осью вращения, причем гироскоп А снабжен соответствующим указателем поворота и имеет скорость вращения регулируемую пропорционально скорости полета самолета.
2.Форма выполнения искусственного горизонта поп. 1, отличающаяся тем, что для указания поворота самолета гироскоп установлен в рамке Р, вращающейся вокруг продольной оси самолета.
Л- фиг.В
/Г
фиг, Э
