How mycket lags upplever en attitydindikator?

Det finns ingen praktiskt taget ingen lag på attitydindikatorer. De traditionella är baserade på ett mekaniskt gyroskop. På grund av att gyroskopet är gimbaled, förblir det i en fast inställning.

När flygplanet ändrar attityd, kvarstår gyroskopet i inställningsindikatorn vid dess ursprungliga orientering. När du tittar på attitydindikatorn ser du i princip direkt på gyroskopet, packat i en fin horisont som visar inslagning.

DenmodernainställningsindikatorniettglascockpitfårattitydinformationenfrånAttitudeandheading-referenssystemet(AHRS).Detärgivetvisvissfördröjningförknippadmeddigitaldataöverföringochuppdateringshastighet,mendessaeffekterärförsmåförattmärkasavmänniskor.

Denförstagenerationenavdessasystemanvändeocksåmekaniskagyroskop.NumeraanvänderdeflestaAHRSs Ringlaser Gyros eller Fiber Optic Gyros . Dessa gyroskop använder relativistiska effekter av ljus som reser medurs och moturs genom en cirkulär bana. Noggrannheten hos dessa system är mycket hög och det finns ingen försening.

En annan teknik som används är mikroelektromekaniska system (MEMS) gyroskop. De bygger på en vibrerande struktur. Vibrationens riktning tenderar att förbli i originalriktningen, även om stödstrukturen roterar. MEMS är relativt billiga jämfört med RLG och FOG men de är mindre noggranna. På grund av utvecklingen inom bil- och mobiltelefoniindustrin där inställningssensorer används för olika applikationer, har noggrannheten hos MEMS-gyroskoper förbättrats samtidigt som kostnaderna har minskat. Detta gör dem nu intressanta för tillämpning i avionik.

Pratar om vakuumdriven gyros, vilket är vad jag är mest känd för: När allt fungerar som designat (tillräckligt med lufttryck för normal gyrorotorhastighet, måttliga manövrar) finns det en viss fördröjning.
Du märker det om du letar efter det, men "1-2 sekunder" som nämns i det länkade svaret verkar på högsidan (åtminstone baserat på vad jag har sett i lätta flygplan).

Vakuumdrivna inställningsindikatorer fördröjer på grund av hur de fungerar: I grund och botten försöker en uppsättning skovlar dra gyro upprätt i förhållande till gravitationen och trögheten i dessa skovlar och luftflödet inducerar en liten fördröjning före rotorn (och visuell indikator) rör sig.

Det är inte det enda felet i din trovärdiga attitydindikator. Stela liberalt från en gammal utgåva av IFR-handboken för resten av gory detaljerna detaljer:

…
Another group of errors, associated with the design and operating principles of the attitude indicator, are induced during normal operation of the instrument. A skidding turn moves the pendulous vanes from their vertical position, precessing the gyro toward the inside of the turn. After return of the aircraft to straight-and-level, coordinated flight, the miniature aircraft shows a turn in the direction opposite the skid. During a normal turn, movement of the vanes by centrifugal force causes precession of the gyro toward the inside of the turn.

Errors in both pitch and bank indications occur during normal coordinated turns. These errors are caused by the movement of the pendulous vanes by centrifugal force, resulting in the precession of the gyro toward the inside of the turn. The error is greatest in a 180° steep turn. If, for example, a 180° steep turn is made to the right and the aircraft is rolled out to straight-and-level flight by visual references, the miniature aircraft will show a slight climb and turn to the left. This precession error, normally 3° to 5°, is quickly corrected by the erecting mechanism. At the end of a 360° turn, the precession induced during the first 180° is cancelled out by precession in the opposite direction during the second 180° of turn. The slight precession errors induced during the roll-out are corrected immediately by pendulous vane action.

Acceleration and deceleration also induce precession errors, depending upon the amount and extent of the force applied. During acceleration the horizon bar moves down, indicating a climb. Control applied to correct this indication will result in a pitch attitude lower than the instrument shows. The opposite error results from deceleration. Other errors, such as "transport precession" and "apparent precession," relate to rotation of the earth and are of importance to pilots and navigators concerned with high speed and long-range flight.

Envanligareorsaktillen(märkbar)gyrolagärlågvakuum,vilketresulterarilågrotorturtalochgörhelainstrumentettrögt.
Högvakuumkanorsakamotsatteffekt-överdrivenrotorhastighetoch"överskridning" i manövrar.

Du hittar mer av den gamla IFR-handboken över på pilotfriend.com . "IFR-examen-o-Gram # 24" tillgänglig här är också en bra läsning - båda är från dagarna när FAA förväntade sig att piloter skulle klämma in ganska omfattande systemkunskaper i sina hjärnor.

Gyroskovelbilden ovan är ur flygmekanikens handbok - AC 65-15A som faktiskt är aktuellt.

Alla traditionella instrument har en viss grad av fördröjning. Detta är en av de faktorer som komplicerar flygautomatisering. Vissa avancerade instrument som tröghetsmätningsenheter och ringlasergyroskop har ingen fördröjning.

Du kan hitta detaljer om den typiska fördröjningen och andra problem med den artificiella horisonten ("inställningsindikator") i något instrument som flyger lärobok eller webbplats, såsom den här . Varje långvarig icke-planerad flygning kommer att ge ett fel i AI, och därför har IFR-hållmönstren ett flygplan på ett minuts nivå efter varje minuts vridning. Detta extra köravstånd ger AI tiden att återgå till normal.