Искусственный горизонт для самолета

 

3LBT0PI H0E СВИДЕТЕЛЬСТВО HA ИЗОБРЕТЕНИЕ

ОПИСННИЕ искусственного горизонта для самолета.

К авторскому свидетельству П. А. Молчанова, заявленному 28 июня

1934 года (спр. о перв. № 150027).

О выдаче авторского свидетельства опубликовано 31 января 193б года.

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 лодвесе К так, чтобы центр тяжести всей системы был ниже точки подвеса.

Для регулировки положения центра тяжести служат гайки HH. В верхней камере А помещен гироскоп Г1 с вертикальной осью вращения, в нижней камере Б — гироскоп Га 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 и Б через посредство каналов в осях карданного подвеса.

При прямолинейном полете действующая на систему сила тяжести приводит 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 I > 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 К.4. Т, где М вЂ” масса системы, V — скорость самолета, Л вЂ” угловая скорость поворота самолета и Т— расстояние центра тяжести системы от точки подвеса. Величина гироскопического момента гироскопа Г2 равна Г.А, где à — момент количества движения гироскопа, пропорциональный угловой скорости вращения гироскопа. При заданных значениях М и Т можно подобрать помпу таким образом, чтобы создаваемая ею скорость вращения гироскопа была пропорциональной скорости V самолета. В таком случае всегда может соблюдаться уравнение ММ.А.Т

=Г.А, так как Г пропорционально K

Создающиеся неравенства моментов силы тяжести, центробежного ускорения и гироскопического, а также действие кратковременных моментов, создаваемых тряФ ской и пр., погашаются сопротивлением гироскопа Г1 . Передача показаний системы на шкалу прибора может производи i ься различным путем, например, как у горизонта Сперри.

Кроме указаний истинного горизонта предлагаемый прибор может давать указания также о совершающемся повороте самолета. Для это" цели гироскоп Г2 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 самолета с гироскопами в виде маятника„ отличающийся применением двух расположенных один над другим гироскопов Г, с вертикальной осью вращения и Г, с направленной параллельно поперечной оси самолета горизонтальной осью вращения, причем гироскоп Г2 снабжен соответствующим указателем поворота и имеет скорость вращения, регулируемую пропорционально скорости полета самолета.

2. Форма выполнения искусственного горизонта по и. 1, отличающаяся тем, что для указания поворота самолета гироскоп .Г2 установлен в рамке Р, вращающейся вокруг продольной оси самолета.

1-ии..йжатимй Труа", Зак. б71 — 406