DE1481522A1 - Verfahren und Vorrichtung zur Steuerung eines Flugzeuges mit automatischer Verstaerkungsregelung - Google Patents
Verfahren und Vorrichtung zur Steuerung eines Flugzeuges mit automatischer VerstaerkungsregelungInfo
- Publication number
- DE1481522A1 DE1481522A1 DE19671481522 DE1481522A DE1481522A1 DE 1481522 A1 DE1481522 A1 DE 1481522A1 DE 19671481522 DE19671481522 DE 19671481522 DE 1481522 A DE1481522 A DE 1481522A DE 1481522 A1 DE1481522 A1 DE 1481522A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- aircraft
- signal
- network
- control
- pulse
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 15
- 238000005070 sampling Methods 0.000 claims description 9
- 230000003321 amplification Effects 0.000 claims description 8
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 claims description 8
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 7
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 6
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims 1
- 230000007274 generation of a signal involved in cell-cell signaling Effects 0.000 claims 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims 1
- 238000004441 surface measurement Methods 0.000 claims 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 6
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- HEMHJVSKTPXQMS-UHFFFAOYSA-M Sodium hydroxide Chemical compound [OH-].[Na+] HEMHJVSKTPXQMS-UHFFFAOYSA-M 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000003631 expected effect Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Algebra (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
Verfahren und Vorrichtung zur Steuerung eines Flugzeuges mit automatischer Verstärkungsreglung
Die Erfindung "betrifft ein Verfahren zur Steuerung eines
Flugzeuges oder eines anderen Luftfahrzeuges, insbesondere unter schnell und/oder tiefgreifend wechselnden Flugbedingungen,
und zwar insbesondere ein solches Verfahren, bei dem die Steuersignale über ein Netzwerk mit automatischer
Verstärkungsregelung geführt werden.
CD
O
(O
OO
O
O
(O
OO
O
In der französischen Patentschrift Nr. 1 367 415 ist
bereits ein Steuerverfahren für ein komplexes System, wie ein Luftfahrzeug, beschrieben, bei dem in jedem Augenblick
die Antwort oder das Ansprechen des System auf das Steuersignal, das ihm über ein Ausführungsorgan, wie z.B. ein
Servo-Steuermotor, zugeführt wird, an vorgegebene Werte
angepaßt wird.
Dieses Verfahren besteht darin, daß zyklisch in aufeinanderfolgenden
Abtastperioden, ausgehend von den Meßergebnissen, die den Zustand des Systems zu dem betrachteten Zeitpunkt
betreffen, und den genannten vorgegebenen Werten, einerseits
-2- U81522
der tatsächliche Fehler zwischen dem tatsächlichen Ansprechen
des Systems und dem "gewünschten Ansprechen, und andererseits
der vorhergesagte Fehler "bestimmt wird, der zwischen den
genannten Anaprechwerten in der darauffolgenden Abtastperiode auftreten wird, wenn vorausgesetzt ist, daß in der Zwischenzeit
kein Steuersignal zugeführt wird. Das Verfahren besteht weiter darin, daß ausgehend von dem genannten, vorhergesagten
Fehler durch Multiplizieren mit einem 'Verstärkungsfaktor, dessen Wert in der vorhergehenden Abtastperiode berechnet
worden ist, ein Steuersignal errechnet und dem System zugeführt wird, und daß der Verstärkungskoeffizient entsprechend der
Differenz zwischen dem tatsächlichen, wahren Fehler und dem in der vorhergehenden Abtastperiode für diesen Fehler
vorhergesagten Wert neu berechnet wird, und daß dieser neue Verstärkungskoeffizient in der darauffolgenden Periode
dazu benutzt wird, einen neuen Wert für das Steuersignal zu berechnen.
In der genannten Patentschrift ist weiter eine Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens beschrieben, die für Jede
der aufeinanderfolgenden Abtastperioden den korrekten Wert für die Gesamtverstärkung K^ durch Vorhersage des Fehlers für
die folgende Abtastperiode und durch Bildung der Differenz ^j zwischen dem tatsächlichen und dem vorhergesagten Fehlersignal
cd berechnet.
^ Eine solche Vorrichtung, die für bestimmte Anordnungen sehr
ολ zweckmäßig ist, erfordert jedoch Rechenwerke, Speicher und
. logische Schaltkreis« dli ii<*ty\ nicht zu vernachlässigenden
Raumbedarf haben und sehr teuer sind. Sie erfordern darUberhinaus
eine langwierige Einstellung und eine aufwendige Wartung, die nur durch hochspezialisiertes Personal durchgeführt werden
kann.
Die bekannte Vorrichtung berücksichtigt darüberhinaus nicht die dynamischen Eigenschaften des Luftfahrzeuges,mit dem
sie zusammenarbeiten, Dies kann bei bestimmten Luftfahrzeugen zu einer nicht hinreichend stabilen Steuerung führen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die genannten
Nachteile der bekannten Vorrichtung zu vermeiden.
Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß für ein Verfahren zur
Steuerung eines Flugzeuges unter schnell und/oder tiefgreifend
wechselnden Flugbedingungen durch Veränderung der Verstärkung von FlugzeugbefehlsSignalen, unter Bestimmung des tatsächlichen
Ansprechens des Flugzeuges auf die verstärkten Befehlssignale
dadurch gelöst, daß die Festlegung des erwarteten Ansprechens des Flugzeuges gemäß der Verschiebung einer Flug-Steuerfläche,
d. h. abhängig von der dynamischen Betriebskennlinie
des Flugzeuges in Abhängigkeit von den verstärkten Befehlssignalen und unter anschließender Veränderung der
Verstärkung der Flugzeugbefehlssignale als eine Funktion
des Unterschiedes zwischen dem tatsächlichen und dem erwarteten Ansprechen des Flugzeuges erfolgt.
Die Erfindung betrifft weiter eine Anlage zur Steuerung eines Flugzeuges durch das genannte Verfahren, die gekennzeichnet
909806/0654
— 4 —
ist durch eine veränderbare Verstärkeranordnung, die das Flugzeug in Abhängigkeit von den verstärkten Signalen
steuert, durch einen Meßkreisel, der ein Signal entsprechend dem jeweiligen Ansprechen des Flugzeuges liefert, durch einen
Fühler für die'Verschiebung der Steuerfläche gegenüber
einer Bezugseinstellung, der ein Signal-Netzwerk speist, welches das erwartete Ansprechen des Flugzeuges gibt,
sowie durch ein Richtungssteuer-Netzwerk und ein kritisches Netzwerk, das die Verstärkung der Verstärkeranordnung
gemäß dem Unterschied zwischen dem erwarteten und dem tatsächlichen Ansprechsignal verändert.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden anhand der beigefügten Zeichnung näher erläutert.
Gemäß dem in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiel wird ein Steuersignal E, das der Nickbewegung (pitch)
des Flugzeuges in bezug auf eine normale Lage entspricht, einem Modell 4 zugeführt. Dieses Modell 4 ist ein Netzwerk
mit festen Parametern, das die dynamischen Kenngrößen eines idealen Flugzeuges simuliert und eine Übertragungsfunktion
aufweist, die dem gewünschten Ansprechen des Flugzeuges entspricht. Das Modell 4 differentiert das Signal E entsprechend
den simuliterten dynamischen Kenngrößen und gibt co
° ein Signal E1 ab, das einer gewünschten Nickgeschwindigkeit
o entspricht. Ein Meßkreisel oder Geschwindigkeitskreisel 8,
Q der in dem Flugzeug angeordnet ist, liefert ein Signal E2, das
cn der tatsächlichen Nickgeschwindigkeit des Flugzeuges entsprich
Die beiden Signale E-] und Ep werden in einem Addierer 6 zu
einem Fehlersignal B, kombiniert.
Das Fehlersignal E, wird einer Verbindung mit veränderbarer
Verstärkung 10 zugeführt, die ein Signal E& mit angepaßter
Verstärkung abgibt. Dieses Signal wird einem Phasenschieber- und Integrier-Netzwerk 12 zugeführt, das die langperiodisohen
Fehler des der Nickbewegung entsprechenden Signals korrigiert und ein Steuersignal Bq abgibt. Dieses Signal wird einer
Steueranordnung 14 des Flugzeuges, wie z.B. einem Servomotor, zugeführt, die eine Steuerfläche des Flugzeuges, die die
Höhenruder 15 betätigt und die Nicklage des Flugzeuges^steuert.
Das tatsächliche Nickgeschwindigkeitssignal E2, das von
dem Meßkreisel θ geliefert wird, wird weiter einem Bandpaß zugeführt, der dieses Signal differentiert und ein Signal E,
abgibt, das der tatsächlichen Nickbesohleunigung des Flugzeuges
1 entspricht. Ein Potentiometer 26 ist einerseits mit den Anschlüssen einer Gleichstromquelle 25 und andererseits
mit der Steuerfläche 15 des Flugzeuges über ein geeignetes Gestränke verbunden, um ein Ausgangssignal zu liefern, das
der Verschiebung der Steuerfläche 15 in bezug auf eine Bezugslage entspricht. Das Ausgangssignal des Potentiometers
26 wird einem Bandpaß 22 zugeführt, der es differentiert und ein Signal abgibt, das der Verstellgeschwindigkeit der
ο Steuerfläche entspricht. Dieses Signal wird einem Modell 23
co zugeführt, das aus einem Netzwerk mit festen Parametern
^ besteht, welohes die dynamischen Kenngrößen des Flugzeuges
ro simuliert und eine Übertragungsfunktion hat, die dem
-e-erwarteten Ansprechen des Flugzeuges 1 entspricht. Das Modell
differentiert das Ausgangssignal des Bandpasses 22 in Über-
einstimmung mit den dynamischen Kenngrößen des Flugzeuges und liefert ein Signal E,-, das der erwarteten Nickbeschleunigung
des Flugzeuges entspricht.
Das von dem Bandpaß 24 gelieferte tatsächliche Nickbe-Bohleunigungssignal
E. und das von dem Modell 23 gelieferte erwartete Nickbesehleunigungssignal E1- werden einem Abtastschalter
28 zugeführt, der Impulse Eg und E7 abgibt, die
den Werten der zugeführten Signale zu Zeitpunkten entsprechen, die durch einen Programmgeber 34 bestimmt sind.
Die der tatsächlichen und der erwarteten Mickbeschleunigung entsprechenden Impulse werden einem Vergleicher 30 zugeführt,
der einen Impuls Eg erzeugt, der der Differenz zwischen den Impulsen Eg und E7 entspricht. Die aufeinanderfolgenden
Impulse E7 werden einem Absolutwert-Netzwerk
29 zugeführt, das Impulse E« abgibt, die dem Absolutwert
der aufeinanderfolgenden Impulse E7 entsprechen. Die Impulse
Eq werden einem kritischen Netzwerk 32 zugeführt. Das
kritische Netzwerk 32 arbeitet unter der Steuerung durch den Programmgeber 34, um einen Impuls E'q zu speichern und ihn
mit dem folgenden Impuls Eq zu vergleichen, um so einen
berechneten Impuls E^2 zu erzeugen, immer wenn die Differenz
zwischen den beiden verglichenen Impulsen eine Schwelle überschreitet. Der von dem Vergleicher 30 kommende Impuls Eß
° wird einem Hichtungssteuernetzwerk 31 zugeführt, das das
o Vorzeichen des Impulses EQ bestimmt und einen positiven
^ oder negativen Richtungssteuerimpuls E1n zum Steuern eines
Zählers 18 abgibt. Dieser Zähler 18 besitzt zwei Zählrichtungen
mit einer Anzahl von Aufwärts- und Abwärts-Zählzuständen
Der Zähler wird durch einen von dem kritischen Netzwerk kommenden berechneten Impuls 12 in den Betriebszustand versetzt
und nach vorwärts oder nach rückwärts in einen anderen stabilen Zählzustand durch einen Richtungasteuerimpuls
E10 geschaltet, der von dem Richtungssteuernetzwerk 31
kommt. Der Zähler 18 gibt so ein Signal E11 ab, das auf
die Verstärkung der Verbindung mit veränderbarer Verstärkung 10 einwirkt und deren Verstärkung erhöht oder herabsetzt.
Diese Vorrichtung arbeitet wie folgt ι
Ein Signal E1, das einer gewünschten Nickgeschwindigkeit
entspricht, wird mit einem Signal E2 kombiniert, das
der tatsächlichen Nickgeschwindigkeit entspricht, um ein Fehlersignal E, zu bilden. Die Verstärkung dieses Pehlersignals
E, wird durch eine Verbindung mit veränderbarer
Verstärkung 10 eingestellt, die ein Signal Eq mit geregelter
Verstärkung abgibt. Dieses Signal 12 wird einem Phasenschieber- und Integrier-Netzwerk 12 zugeführt, das ein
Signal Eq für die Steuerung des Plugzeuges 1 abgibt.
Ein Vergleicher 30 liefert einen Impuls Bg der Differenz
zwischen dem tatsächlichen und dem erwarteten Ansprechen des Plugzeuges 1 zu vorherbestimmten Zeitpunkten entspricht.
cd Der Impuls ER wird einem Richtungssteuernetzwerk 31 zugeführt,
σ ö
*° das einen Richtungssteuerimpuls E10 abgibt. Das kritische
co Netzwerk 32 vergleicht einen der absoluten Nickbeschleunigung
ο entsprechenden Impuls Eq mit einem vorher gespeicherten Impuls
E'n und gibt einen Impuls E19 ab, sobald die Differenz
zwischen den beiden genannten verglichenen Impulsen eine
Schwelle überschreitet. Der von dem Richtungesteuernetzwerk
31 kommende Impuls E10 und der von dem
kritischen Netzwerk 32 kommende Impuls E-^ werden einem
Zähler 18 zugeführt, um die Verstärkung der Verbindung mit variabler Verstärkung zu verändern.
Die neue Steuervorrichtung gemäß der Erfindung ist selbstadaptierend in dem Sinne, daß sie die Ergebnisse ihrer
tatsächlichen Wirkung mit denen einer erwarteten Wirkung vergleicht und sich entsprechend der Differenz zwischen
diesen beiden Ergebnisse korrigiert. Da der Impuls E-J1
von dem erwarteten Ansprechen des Flugzeuges stärker abhängt als von dem gewünschten Ansprechen zum Verändern der Verstärkung
der Verbindung 10 mit variabler Verstärkung wird die Stabilität der Steueranordnung vergrößert.
Die Erfindung ist selbstverständlich nicht auf dae hier
beschriebene Ausführungsbeispiel beschränkt. Insbesondere können das Verfahren und die Vorrichtung naoh der Erfindung
außer zur Beeinflussung des Nickens zur Beeinflussung eines beliebigen anderen Parameters der Pluglage eines Luftfahrzeuges
dienen.
Claims (13)
1. Verfahren zur Steuerung eines Flugzeugs unter schnell und/
oder tiefgaaLfend wechselnde Flugbedingungen durch Veränderung der Verstärkung von Flugzeugbefehlssignalen, unter Bestimmung
des tatsächlichen Ansprechens des Flugzeugs auf die verstärkten Befehlssignale, gekennzeichnet durch die Festlegung des erwarteten
Ansprechens des Flugzeugs gemäß der Verschiebung einer Flugzeug-Steuerfläche, d. h. abhängig von der dynamischen
Betriebskennlinie des Flugzeugs in Abhängigkeit von den verstärkten
Befehlssignalen und die anschießende Veränderung der Verstärkung der Flugzeugbefehlssignale als eine Funktion des
Unterschiedes zwischen dem tatsächlichen und den erwarteten Ansprechen des Flugzeugs.
2. Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch den Vergleich
co· «tas tatsächlichen und des erwarteten Ansprechens des Flugzeugs,
4Ce Bildung eines Richtungsteuerimpulses, der als eine Funktion
des Unterschiedes zwischen den jeweils verglichenen tatsächlichen und erwarteten Ansprechimpulsen erzeugt wird, Bildung
•Ifnes Berechnungs impuls es, wenn der Unterschied zwischen zwei
nacheinander verglichenen erwarteten Ansprechimpulsen des Flugzeugs einen vorgegebenen Mindestwert überse knitet, verändern-
der Verstärkung der Plugzeugsbefehlssignale unter der Steuerung des Richtungsteuerimpulses, soweit ein Berechnungsimpuls
vorhanden ist.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß
die verglichenen tatsächlichen und erwarteten Ansprechungen des Plugzeugs Beschleunigungssignale sind.
4. Anlage zur Steueitng eines Plugzeugs durch das Verfahren nach
Anspruch 1 "bis 3, gekennzeichnet durch eine veränderbare Verstärkeranordnung
(10), die das Plugzeug in Abhängigkeit von den verstärkten Signalen steuert, einen Meßkreisel (8), der ein Signal
entsprechend dem jeweiligen Ansprechen des Plugzeugs liefert, einen Pühler (25, 26) für die Verschiebung der
Steuerfläche (15) gegenüber einer Bezugsstellung, der ein Signal-lietzwerk
(22, 23) speist, welches das erwartete Ansprechen des Plugzeugs gibt, sowie ein Richtungssteuernetzwerk (31)
und ein kritisches Wetzwerk (32), das die Verstärkung der Verstärkeranordnung (10) gemäß dem Unterschied zwischen
dem erwarteten und dem tatsächlichen Ansprechsignal verändert.
5. Anlage zum Steuer-η eines Plugzeugs nach Anspruch 4, dadurch
<o gekennzeichnet, daß das Plugzeugbefehlssignal, abgewandelt
^ durch die veränderbare Verstärkeranordnung (10) erteteht
cd aus
der Übertragung eines Lagebefehlssignals (E) auf einen " Simulator (4) mit der gewünschten dynamischen Plugzeugbetriebs-
eines
kennlinie zur Bildung/gewünschten Lagemeßsignals und der
kennlinie zur Bildung/gewünschten Lagemeßsignals und der
■if
algebraischen Addition des gewünschten Lagemeßsignals und des durch den Meßkreisel (8) erzeugten Signals.
6. Anlage nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß
durch die Verstärkeranordnung (10) Befehlsignal über ein Pbasenschieber-Integrator-Netzwerk (12) auf eine Steuereinrichtung (14) des Flugzeuge übertragen wird.
7. Anlage nach jedem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Fühler für die Verschiebung einer Steuerfläche
gegenüber einer Bezugsstellung ein Potentiometer (26) umfaßt,
das mit einer Gleichstromquelle (25) verbunden ist, und durch mechanische Mittel mit der SteuerfSehe (15) verbunden ist.
8. Anlage nach jedem der Ansprüche 4 bis 7t dadurch gekennzeichnet, daß das S^jaal-Netzwerk; welches das erwartete
Ansprechen des Flugzeugs gibt, besteht aus
einem Bandpaßfilter (22), der mit dem Schleifer des Btentio-
ο meters (26) verbunden 1st, um ein Steuerflachenmeßsignal zu
oo bilden, einem Simulator (23) für die dynamische Betriebso
^ kennlinie des Flugzeugs zum Differenzieren des Steuerflächen-
CD meßsignals 4«e und zur Bildung eines Signals (Ec) entsprechend
t- dem erwarteten Ansprechen des Flugzeugs.
9. Anlage nach Anspruch 4 oder einem der Ansprüche 5 bis 8, dadurch
gekennzeichnet, daß der Ausgang des Simulators (23) und der Ausgang des Meßkreisels (8) über einen differenzierenden
Bandpaßfilter in Parallelschaltung mit einem Abtastschalter
-/ι
(28) verbunden sind. ■
10. Anlage nach Anspruch 4 und 9, dadurch, gekennzeich.net, daß die
verglichenen tatsächlichen und erwarteten Ansprechsignale (Eg
und Ej) parallel in einen Vergleicher (30) eingespeist werden,
der dem Richtungssteuer-Netzwerk (31) einen Impuls entsprechen-d
der Differenz zwischen den von dem Abtastschalter (28) gelieferten Impulsen zuführt.
11. Anlage nach Anspruch 4 und 9, dadurch gekennzeichnet, daß der abgetastete erwartete Ansprechimpuls (E7) durch ein Absolutwert-netzwerk
(29) dem kritischen Netzwerk (32) zugeführt
wo
wird,/er gespeichert und mit dem vorhergehenden absoluten
wird,/er gespeichert und mit dem vorhergehenden absoluten
erwarteten Ansprechimpuls verglichen wird.
12. Anlage nach Anspruch 10 und 11, dadurch gekennzeichnet, daß
' das Richtungssteuer-Netzwerk (31) und das kritische Netzwerk
(32) parallel mit einer Zähleinrichtung (18) verbunden sind, deren Ausgang mit der veränderbaren Verstärkeranordnung (10)
verbunden ist.
13. Anlage nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Zähleinrichtung
(18) zwei Zählrichtungen mit einer Anzahl von Aufwärts- und Abwärts-Zählzuständen besitzt und in Abhängigkeit
von einem Richtungssteuerimpuls (E10) auf ihren nächstfolgenden
Zustand eingestellt wird, um einen Impuls zum stufenweisen Verändern der Verstärkung der veränderbaren Verstärkeranordnung
zu bilden. 9 09806/0654
14· Anlage nach jedem der Ansprüche 4 his 13» dadurch gekennzeichnet, dafl sie zur Steuerung der Steiglage (pitch attitude)
dee flugzeuge Den-utat wird.
90980 87 0654
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US529803A US3361394A (en) | 1966-02-24 | 1966-02-24 | Flight control system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE1481522A1 true DE1481522A1 (de) | 1969-02-06 |
| DE1481522B2 DE1481522B2 (de) | 1970-11-26 |
Family
ID=24111292
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19671481522 Pending DE1481522B2 (de) | 1966-02-24 | 1967-02-22 | Selbstanpassender Flugregler |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US3361394A (de) |
| JP (1) | JPS536439B1 (de) |
| DE (1) | DE1481522B2 (de) |
| FR (1) | FR1516335A (de) |
| GB (1) | GB1131540A (de) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1169596A (en) * | 1967-04-26 | 1969-11-05 | Smiths Industries Ltd | Improvements in or relating to Automatic Control Systems |
| US3460013A (en) * | 1967-05-11 | 1969-08-05 | Sperry Rand Corp | Self-adaptive control system |
| DE2165894C2 (de) * | 1971-12-31 | 1983-01-20 | Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen | Anordnung zur Steuerung und Stabilisierung eines Flugzeuges |
| US4148452A (en) * | 1977-12-08 | 1979-04-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator, National Aeronautics And Space Administration | Filtering technique based on high-frequency plant modeling for high-gain control |
| US4312041A (en) * | 1978-02-22 | 1982-01-19 | Lear Siegler, Inc. | Flight performance data computer system |
| FR3039130B1 (fr) | 2015-07-21 | 2019-05-31 | Airbus Operations | Procede et dispositif de gestion automatique d’un actionneur commande par une servo-vanne. |
| CN118058043A (zh) * | 2024-04-18 | 2024-05-24 | 杭州而墨农业技术有限公司 | 一种自平衡式施肥机及自平衡调节方法 |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3113749A (en) * | 1960-12-15 | 1963-12-10 | Honeywell Regulator Co | Aircraft automatic control apparatus |
| US3073554A (en) * | 1961-06-07 | 1963-01-15 | Sperry Rand Corp | Flight control system |
-
1966
- 1966-02-24 US US529803A patent/US3361394A/en not_active Expired - Lifetime
-
1967
- 1967-02-17 JP JP1028467A patent/JPS536439B1/ja active Pending
- 1967-02-20 GB GB7983/67A patent/GB1131540A/en not_active Expired
- 1967-02-22 DE DE19671481522 patent/DE1481522B2/de active Pending
- 1967-02-24 FR FR96404A patent/FR1516335A/fr not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR1516335A (fr) | 1968-03-08 |
| JPS536439B1 (de) | 1978-03-08 |
| US3361394A (en) | 1968-01-02 |
| GB1131540A (en) | 1968-10-23 |
| DE1481522B2 (de) | 1970-11-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| DE2410751C3 (de) | Regler | |
| DE2226566A1 (de) | Flugbahn Uberwachungs und Korrektur vorrichtung | |
| DE3039776A1 (de) | Steuersystem | |
| DE2310557A1 (de) | Leitgeraet zum zielen und zum richten eines zu richtenden organs auf ein bewegliches ziel | |
| CH628164A5 (de) | Verfahren zum regeln einer von mehreren stellgroessen abhaengigen groesse. | |
| DE1588093A1 (de) | Anordnung zum automatischen Steuern von Werkzeugmaschinen | |
| DE1481522A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Steuerung eines Flugzeuges mit automatischer Verstaerkungsregelung | |
| EP0071847B1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Bestimmen der Läuferzeitkonstante einer feldorientierten Drehfeldmaschine | |
| EP3139221B1 (de) | Autonomer l1-adaptiver regler mit exakter polvorgabe | |
| DE1448305B1 (de) | Selbstanpassender Flugregler | |
| DE1941960B2 (de) | Schaltungsanordnung zur umformung einer impulsfolge | |
| DE1523535C3 (de) | Selbstanpassender Regelkreis | |
| DE1293040B (de) | Verfahren und Anlage zur Fernlenkung eines um seine Laengsachse rotierenden Flugkoerpers | |
| CH666970A5 (de) | Anordnung und verfahren zur automatischen steuerung von luftbildaufnahmekameras. | |
| DE19850612C1 (de) | Trimmverfahren zum Abgleich eines Simulationssystems mit einem geregelten Referenzsystem | |
| DE3927581A1 (de) | Rechnersystem und verfahren zur ausfuehrung einer ungenauigkeitsbeurteilung | |
| DE2244941A1 (de) | Impulsinterpolationssystem | |
| DE948029C (de) | Geraet zur Belastung von nachgebildeten Flugzeugsteuerungen in Fluguebungsgeraeten | |
| DE2030739A1 (de) | Anordnung zur digitalen Regelung einer Regelstrecke | |
| DE1523555C3 (de) | ||
| DE1448305C (de) | Selbstanpassender Plugregler. | |
| DE3634050C1 (en) | Method for producing a motor servo signal for controlling a servomotor (actuator), and a circuit arrangement for carrying out this method | |
| DE1588318B2 (de) | Digitale regelanordnung mit veraenderbarer verstaerkung | |
| DE1481522C (de) | Selbstanpassender Flugregler | |
| DE1456142C3 (de) | Belastungssimulator für das Steuerorgan eines Fliegerschulungsgerätes |