Claims (1)
Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку, содержащая посадочную радиотехническую систему, включающую в себя связанные через радиоканал наземный глиссадный радиомаяк, бортовой глиссадный радиоприемник и дальномер, блок умножения, первый вход которого соединен с выходом бортового глиссадного радиоприемника, вычислитель комплексной системы управления и связанные с ним датчики вертикальной перегрузки, угловой скорости тангажа и угла атаки, рулевой привод, вход которого соединен с выходом вычислителя комплексной системы управления, а выход соединен с поверхностями управления самолетом в продольной плоскости, первый и второй интеграторы, первый и второй сумматоры, фильтр, отличающаяся тем, что система дополнительно содержит второй, третий и четвертый фильтры, шесть сумматоров, шесть нелинейных блоков, датчик вмешательства летчика в управление самолетом, датчик угла крена, инвертор, двухпозиционный ключ, три блока статических коэффициентов передачи сигналов, датчик вертикальной скорости полета самолета, при этом выход датчика вертикальной скорости полета самолета соединен с первым входом первого сумматора, второй вход которого подключен к выходу первого фильтра, а выход подключен к входу первого интегратора, связанного своим выходом с первыми входами второго и третьего сумматоров, выход дальномера через второй фильтр и первый нелинейный блок подключен к второму входу блока умножения, выход которого связан со вторым входом второго сумматора, подключенного своим выходом через первый и третий фильтры со вторым входом третьего сумматора и с первым входом четвертого сумматора, второй вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости полета самолета, выходы третьего и четвертого сумматоров соответственно через первый и второй блоки статических коэффициентов передачи сигналов соединены с первым и вторым входами пятого сумматора, выход которого соединен с первым входом шестого сумматора и через последовательно соединенные четвертый фильтр, первый нормально-замкнутый контакт двухпозиционного ключа и второй интегратор соединен с первым входом седьмого сумматора, второй вход которого подключен к выходу датчика вертикальной скорости полета самолета, а выход подключен к входам инвертора и третьего блока статического коэффициента передачи сигналов, соединенного своим выходом со вторым входом шестого сумматора, выход второго фильтра через второй нелинейный блок подключен к входу третьего нелинейного блока, второй вход которого соединен с выходом шестого сумматора, второй нормально-разомкнутый контакт двухпозиционного ключа соединен с выходом инвертора, а третий управляющий вход двухпозиционного ключа соединен с выходом датчика вмешательства летчика в управление самолетом, датчик угла крена через четвертый нелинейный блок соединен с первым входом восьмого сумматора, второй и третий входы которого подключены соответственно к выходам третьего и пятого нелинейных блоков, вход пятого нелинейного блока соединен с выходом датчика вертикальной скорости полета самолета, выход восьмого сумматора через шестой нелинейный блок подключен к входу вычислителя комплексной системы управления.
An aircraft automatic control system during approach, comprising a radio engineering landing system, including a ground glide path radio beacon connected via a radio channel, an airborne glide path radio receiver and a range finder, a multiplication unit, the first input of which is connected to the output of the airborne glide path radio receiver, an integrated control system computer and associated sensors for vertical overload, pitch angular velocity and angle of attack, steering gear, the input of which is connected to the output of the computer complex control system, and the output is connected to the aircraft control surfaces in the longitudinal plane, the first and second integrators, the first and second adders, a filter, characterized in that the system further comprises a second, third and fourth filters, six adders, six non-linear units, an intervention sensor pilot to control the aircraft, roll angle sensor, inverter, on-off key, three blocks of static signal transmission coefficients, vertical airplane speed sensor, while the vertical sensor the flight of the aircraft is connected to the first input of the first adder, the second input of which is connected to the output of the first filter, and the output is connected to the input of the first integrator, connected by its output to the first inputs of the second and third adders, the output of the range finder through the second filter and the first nonlinear block is connected to the second the input of the multiplication unit, the output of which is connected to the second input of the second adder, connected by its output through the first and third filters with the second input of the third adder and with the first input of the fourth adder, the second input of which is connected to the output of the aircraft’s vertical speed sensor, the outputs of the third and fourth adders, respectively, through the first and second blocks of static signal transmission coefficients are connected to the first and second inputs of the fifth adder, the output of which is connected to the first input of the sixth adder and through the fourth filter in series , the first normally-closed contact of the on-off key and the second integrator is connected to the first input of the seventh adder, the second input of which is connected to the output of the aircraft’s vertical speed sensor, and the output is connected to the inputs of the inverter and the third block of the static signal transmission coefficient, connected by its output to the second input of the sixth adder, the output of the second filter through the second non-linear block is connected to the input of the third non-linear block, the second input of which is connected to the output of the sixth adder, the second normally open contact of the on-off key is connected to the output of the inverter, and the third control input of the on-off key is connected to the output of the sensor the pilot intervenes in controlling the aircraft, the roll angle sensor through the fourth non-linear block is connected to the first input of the eighth adder, the second and third inputs of which are connected respectively to the outputs of the third and fifth non-linear blocks, the input of the fifth non-linear block is connected to the output of the aircraft’s vertical flight speed sensor, the eighth output the adder through the sixth nonlinear block is connected to the input of the computer integrated control system.