RU2042170C1 - Система управления боковым движением беспилотного малоразмерного летательного аппарата - Google Patents
Система управления боковым движением беспилотного малоразмерного летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2042170C1 RU2042170C1 RU93006196A RU93006196A RU2042170C1 RU 2042170 C1 RU2042170 C1 RU 2042170C1 RU 93006196 A RU93006196 A RU 93006196A RU 93006196 A RU93006196 A RU 93006196A RU 2042170 C1 RU2042170 C1 RU 2042170C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- adder
- output
- multiplication
- inputs
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области автоматического регулирования, а именно к системам управления полетом беспилотного малоразмерного летательного аппарата (МЛА), и позволяет повысить устойчивость ЛА по крену. Система управления содержит два канала управления с жесткой обратной связью, в состав которых входят датчики угловых скоростей крена 1 и рыскания 7, сумматоры 2, 8, усилители 3, 9, привод 4 элеронов, привод 10 руля направления, датчики положения элеронов 5 и руля направления 11. Благодаря введению вычислителя 12 значений угла крена, акселерометра 13, датчика 14 скорости полета, датчика 15 высоты полета и задатчика 16 получена система управления боковым движением беспилотного МЛА, имеющая малые габариты и вес за счет того, что текущее значение угла крена определяется путем вычислений, и позволяющая обеспечить поперечную устойчивость МЛА. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к системам управления, а именно к системам управления полетом беспилотных малоразмерных летательных аппаратов (МЛА).
Известно устройство для стабилизации крена самолета [1] которое содержит установленные на нижней и верхней поверхностях обеих консолей крыла датчики крыла давления. Алгебраическая сумма выходных сигналов этих датчиков формирует сигнал, с помощью которого оценивают приращение Δ αп угла атаки между вектором потока и продольной осью ЛА. Полученный сигнал через усилитель поступает на последовательно соединенные сумматор, рулевую машину, элероны, которые, воздействуют на ЛА, возвращают его в стабилизированное положение.
Данное устройство не требует установки на борту ЛА датчика крена, а его применение основано на том, что существует взаимосвязь угла крена γ и угла скольжения [2] и на том, что при полете со скольжением на консолях появляются дополнительные углы атаки противоположных знаков:
Δ αправ -Δ αлев, [3] где
Δαправ=
(1)
β угол скольжения;
Ψ угол поперечной V-образности крыла.
Δ αправ -Δ αлев, [3] где
Δαправ=
β угол скольжения;
Ψ угол поперечной V-образности крыла.
Очевидны недостатки рассматриваемого устройства. Во-первых, точность стабилизации мала, так как нет строго измерения угла крена, а выполняется лишь его косвенная оценка. Очевидно, что вследствие инерционных свойств летательного аппарата углы β и γ связаны через постоянную времени и, следовательно, стабилизация осуществляется с запаздыванием.
Во-вторых, устройство неприменимо для случая, когда угол поперечной V-образности крыла Ψ 0, что следует из формулы (1), т.е. данное техническое решение не является универсальным.
Известна система управления боковым движением беспилотного МЛА [4] содержащая два канала управления с жесткой обратной связью, в состав которых входят датчики угловых скоростей крена и рыскания, сумматоры, усилители, приводы элеронов и руля направления, датчики положения элеронов и руля направления. Система содержит вычислитель значений угла крена, в который заводится информация о параметрах полета от двух датчиков давления, блока формирования сигнала угла скольжения и от датчика скорости полета, а на выходе формируется сигнал, пропорциональный текущему значению угла крена γ МЛА, который позволяет обеспечить поперечную устойчивость МЛА.
Недостатком данной системы является то, что ее использование огpаничено небольшим диапазоном высот. Если в ходе полета высота изменяется от 0 до 2000 м, то погрешность вычислений, реализуемых в вычислителе значений угла крена, не превышает 10% Расширение диапазона высот ведет к недопустимо большим погрешностям, при которых использование данной системы нецелесообразно. Кроме того, в данной системе реализован трехступенчатый алгоритм определения балансировочного угла атаки и угла скольжения для основных режимов полета, горизонтального, набора высоты и снижения, что ведет к усложнению системы и к росту погрешностей. В тех случаях, когда МЛА несет на борту целевое оборудование, например фотокамеру, для работы которой предъявляются повышенные требования к стабилизации крена, данная система неприменима из-за невысокой точности.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому эффекту к изобретению является демпфер типа АП-106М [5] обеспечивающий демпфирование движений по каналам крена и рыскания. Демпфер состоит из двух каналов, содержащих последовательно соединенные датчик угловой скорости крена, первый сумматор, первый усилитель и привод элеронов, датчик положения элеронов, вход которого связан с выходом привода элеронов, а выход с вторым входом первого сумматора, последовательно соединенных датчика угловой скорости рыскания, второго сумматора, второго усилителя и привода руля направления, датчик положения руля направления, вход которого связан с выходом привода руля направления, а выход с вторым входом второго сумматора, радиоприемное устройство, первый и второй выходы которого соединены с третьим входом первого и второго сумматоров.
Недостаток демпфера состоит в том, что при использовании его для автоматического управления креном ЛА он обеспечивает поперечную устойчивость ЛА только совместно с контуром стабилизации угла крена, что требует установки на борту датчика крена. Традиционно таким датчиком является гировертикаль, которая в случае ее установки на борту ведет к недопустимо большим для МЛА габаритам и весу бортового оборудования. В своей работе авторы имеют дело с МЛА, которые являются динамически подобными моделями вновь создаваемых самолетов. Часто в соответствии с тактико-техническими требованиями получаемая аэродинамическая компоновка этих самолетов такова, что она не обеспечивает собственную поперечную устойчивость ЛА. Из-за существующих жестких ограничений на габариты и вес невозможно систему управления построить таким образом, чтобы в ее составе присутствовали традиционные гироскопические датчики угла крена.
Предлагаемая система управления боковым движением беспилотного МЛА решает задачу повышения устойчивости ЛА по крену.
Для этого в систему управления боковым движением МЛА, состоящую из двухканального демпфера, включающего в себя радиоприемное устройство и каналы рыскания крена, в состав каждого из которых входят последовательно соединенные датчик угловой скорости, соответственно рыскания и крена, сумматор, усилитель, привод руля, датчик положения руля, вход которого связан с выходом привода руля, а выход с вторым входом сумматора, третий вход которого соединен с выходом радиоприемного устройства, введены вычислитель значений угла крена, первый вход которого подключен к выходу датчика угловой скорости крена, акселерометр, датчик скорости полета, датчик высоты полета и задатчик, выходы которых связаны соответственно с вторым, третьим, четвертым и пятым входами вычислителя значений угла крена, пятый и шестой входы которого соединены соответственно с выходами датчика угловой скорости рыскания и датчика положения руля направления. При этом вычислитель значений угла крена выполнен в виде последовательно соединенных дифференцирующего звена, первого блока умножения и первого сумматора, выход которого является выходом вычислителя значений угла крена, последовательно соединенных второго и третьего блоков умножения, блока деления, четвертого блока умножения, второго сумматора, пятого блока умножения и первого апериодического звена, выход которого связан с вторым входом первого сумматора, второго апериодического звена, выход которого соединен с третьим входом первого сумматора, третьего сумматора, выход которого связан с вторым входом третьего блока умножения, а также с первыми входами шестого и седьмого блоков умножения, вторые входы которых подключены соответственно к выходам восьмого и девятого блоков умножения, а выходы шестого и седьмого блоков умножения подсоединены соответственно к второму и третьему входам второго сумматора, причем второй вход четвертого блока умножения соединен с входом второго апериодического звена и является первым входом вычислителя значений угла крена, первый вход восьмого блока умножения соединен с входом дифференцирующего звена и является вторым входом вычислителя значений угла крена, вторые входы первого, восьмого, пятого блоков умножения объединены с первым входом девятого и с обоими входами второго блоков умножения и является третьим входом вычислителя значений угла крена, первый и второй входы третьего сумматора являются соответственно четвертым и пятым входами вычислителя значений угла крена, четвертый вход второго сумматора является шестым входом, а второй вход девятого блока умножения седьмым входом вычислителя значений угла крена. При этом вычислитель значений угла крена реализует следующую функцию:
γ
β 
+ 
-
ρvβ+
+ 
ρvδн+
· 
(2)
где m масса ЛА;
β угол скольжения;
v скорость полета;
g ускорение силы тяжести;
γ угол крена;
Cz
производная коэффициента поперечной силы по углу β;
ρ массовая плотность воздуха;
S площадь крыла;
αo балансировочный угол атаки;
δн угол отклонения руля направления;
Cz
н производная коэффициента поперечной силы по углу δн;
угловая скорость рыскания;
P
символ дифференцирования;
T постоянная времени дифференцирующего и апериодического звеньев.
γ
где m масса ЛА;
β угол скольжения;
v скорость полета;
g ускорение силы тяжести;
γ угол крена;
Cz
ρ массовая плотность воздуха;
S площадь крыла;
αo балансировочный угол атаки;
δн угол отклонения руля направления;
Cz
P
T постоянная времени дифференцирующего и апериодического звеньев.
На фиг. 1 приведена блок-схема системы управления боковым движением беспилотного МЛА; на фиг. 2 блок-схема вычислителя значений угла крена.
В канал крена входят последовательно соединенные датчик 1 угловой скорости крена, первый сумматор 2, усилитель 3, привод 4 элеронов, датчик 5 положения элеронов, выход которого связан с вторым входом первого сумматора 2. Третий вход первого сумматора 2 является входом по сигналу управления и соединен с выходом радиоприемного устройства 6. Аналогично в канале рыскания последовательно соединены датчик 7 угловой скорости рыскания, второй сумматор 8, усилитель 9, привод 10 руля направления и датчик 11 положения руля направления, подсоединенный к второму входу второго сумматора 8, третий вход которого является входом по сигналу управления и соединен с выходом радиоприемного устройства 6. Выход вычислителя 12 значений угла крена подключен к четвертому входу второго сумматора 2, а к первому, шестому и седьмому входам вычислителя 12 подключены выходы датчиков угловой скорости крена 1, рыскания 7 и положения руля направления 11 соответственно. Выходы акселерометра 13, датчиков скорости полета 14 и высоты полета 15 связаны соответственно с вторым, третьим и четвертым входами вычислителя 12 значений угла крена. Выход задатчика 16 подключен к пятому входу вычислителя 12.
Вычислитель 12 значений угла крена содержит (фиг. 2) дифференцирующее звено 17, первый блок 18 умножения, первый сумматор 19, второй 20 и третий 21 блоки умножения, блок 22 деления, четвертый блок 23 умножения, второй сумматор 24, пятый блок 25 умножения, апериодические звенья 26, 27, третий сумматор 28, шестой 29, седьмой 30, восьмой 31 и девятый 32 блоки умножения. При этом последовательно соединены дифференцирующее звено 17, первый блок 18 умножения, первый сумматор 19. Также последовательно соединены второй 20 и третий 21 блоки умножения, блок 22 деления, четвертый блок 23 умножения, второй сумматор 24, пятый блок 25 умножения и первое апериодическое звено 26, выход которого связан с вторым входом первого сумматора 19, третий вход которого соединен с выходом второго апериодического звена 27. Выход третьего сумматора 28 связан с вторым входом третьего блока 21 умножения и с первыми входами шестого 29 и седьмого 30 блоков умножения, вторые входы которых подключены соответственно к выходам восьмого 31 и девятого 32 блоков умножения. Выходы шестого 29 и седьмого 30 блоков умножения связаны соответственно с вторым и третьим входами второго сумматора 24. Второй вход четвертого блока 23 умножения соединен с входом второго апериодического звена 27 и является первым входом вычислителя 12 значений угла крена. Первый вход восьмого блока 31 соединен с входом дифференцирующего звена 17 и является вторым входом вычислителя 12. Вторые входы первого 18, восьмого 31 и пятого 25 блоков умножения объединены с первым входом девятого 32 и с обоими входами второго 20 блоков умножения и является третьим входом вычислителя 12. Первый и второй входы третьего сумматора 28 являются соответственно четвертым и пятым входами вычислителя 12 значений угла крена, четвертый вход второго сумматора 24 является шестым, а второй вход девятого блока 32 умножения седьмым входами вычислителя 12.
Система управления боковым движением беспилотного МЛА работает следующим образом.
В системе реализованы законы управления с жесткой обратной связью. Законы управления имеют вид
в канале руля направления
δн= K
+ Uн
в канале элеронов
δэ= K
+ K γ+Uэ
где δн и δэ углы отклонения соответственно руля направления и элеронов;
и 
угловые скорости соответственно рыскания и крена;
Uн, Uэ сигналы задатчика режимов движения МЛА.
в канале руля направления
δн= K
в канале элеронов
δэ= K
где δн и δэ углы отклонения соответственно руля направления и элеронов;
Uн, Uэ сигналы задатчика режимов движения МЛА.
В том случае, если управление МЛА осуществляется по радио, сигналы Uн и Uэ являются выходными сигналами бортового радиоприемного устройства 6. Если полет выполняется по жесткой программе, эти сигналы могут подаваться в каналы управления с выхода программного устройства, которое в этом случае должно входить в состав бортового оборудования.
Чувствительными элементами системы управления боковым движением беспилотного МЛА являются датчики угловой скорости крена 1 и рыскания 7, акселерометр 13, датчик 14 скорости полета, датчик 15 высоты полета. Датчик 1 угловой скорости крена вырабатывает сигнал, пропорциональный 
, который поступает на первый вход сумматора 2 и на первый вход вычислителя 12 значений угла крена. На выходе датчика 7 угловой скорости рыскания вырабатывается сигнал, пропорциональный 
. Этот сигнал поступает на первый вход сумматора 8 и на шестой вход вычислителя 12. С выхода акселерометра 13 на второй вход вычислителя 12 подается сигнал, пропорциональный боковой перегрузке nz. На выходе датчика 14 скорости полета формируется сигнал, пропорциональный v, текущей скорости полета МЛА, который поступает на третий вход вычислителя 12 значений угла крена. С выхода датчика 15 высоты полета на четвертый вход вычислителя 12 подается сигнал, пропорциональный Н, текущий высоте полета МЛА.
На выходе задатчика 16 формируется сигнал, пропорциональный значению массовой плотности воздуха на уровне моря ρo= 0,125, который подается на пятый вход вычислителя 12 значений угла крена. Вычислитель значений угла крена реализует алгоритм (2) (см. фиг. 2).
На вход дифференцирующего звена 17 подается сигнал, пропорциональный углу скольжения β, а на выходе формируется сигнал 
β, который поступает на первый вход блока 18 умножения, на второй вход которого подается сигнал V. Сигнал 
с выхода блока 18 поступает на первый вход сумматора 19.
Сигнал 
пропускается через апериодическое звено 27, на выходе которого формируется сигнал 
, поступающий на третий вход сумматора 19.
На входы сумматора 28 подаются сигналы Н и ρо, а на выходе формируется сигнал, пропорциональный массовой плотности воздуха ρ, который поступает на второй вход блока 21 умножения и на первые входы блоков 29, 30 умножения.
На входы блока 31 умножения подаются сигнал V и сигнал nz, пропорциональный углу скольжения, а на выходе формируется сигнал V ˙ β, поступающий на второй вход блока 29 умножения, с выхода которого на второй вход сумматора 24 поступает сигнал 
ρvβ V β.
На входы блока 28 умножения подаются сигналы V и δн, а на выходе формируется сигнал V ˙ δн, который поступает на второй вход блока 30 умножения. На его выходе формируется сигнал 
ρvδн, который подается на третий вход сумматора 24.
На оба входа блока 20 умножения поступает сигнал V, а сигнал V2 с его выхода подается на первый вход блока 21 умножения, на выходе которого формируется сигнал 
, который пропускается через блок 22 деления. Сигнал αo с выхода блока 22 подается на первый вход блока 23 умножения, на второй вход которого поступает сигнал 
. На выходе блока 23 формируется сигнал 
, поступающий на первый вход сумматора 24, на четвертый вход которого подается сигнал 
.
В результате на выходе сумматора 24 формируется сигнал суммы
Sρvβ+
+ 
ρvδн+
который подается на первый вход блока 25 умножения, на второй вход которого подается сигнал V. Сигнал с выхода блока 24 пропускается через апериодическое звено 26, на выходе которого формируется сигнал
ρvβ+
+ 
ρvδн+
который подается на второй вход сумматора 19. На выходе сумматора 19, который также является выходом вычислителя 12 значений угла крена, формируется сигнал, пропорциональный γ, текущему значению угла крена МЛА. Этот сигнал с выхода вычислителя 12 поступает на четвертый вход сумматора 2 (см. фиг. 1).
который подается на первый вход блока 25 умножения, на второй вход которого подается сигнал V. Сигнал с выхода блока 24 пропускается через апериодическое звено 26, на выходе которого формируется сигнал
который подается на второй вход сумматора 19. На выходе сумматора 19, который также является выходом вычислителя 12 значений угла крена, формируется сигнал, пропорциональный γ, текущему значению угла крена МЛА. Этот сигнал с выхода вычислителя 12 поступает на четвертый вход сумматора 2 (см. фиг. 1).
Таким образом, благодаря введению вычислителя значений угла крена, акселерометра, датчиков скорости и высоты полета, задатчика получена система управления боковым движением беспилотного МЛА, имеющая минимальные габариты и вес за счет того, что угол крена определяется путем вычислений. При этом алгоритм вычисления (2) помимо текущих параметров полета содержит аэродинамические характеристики МЛА, полученные экспериментальным путем, точность определения которых обеспечивается тем, что при аэродинамических продувках вместо модели можно использовать натуру, т.е. сам МЛА.
Claims (2)
1. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ БОКОВЫМ ДВИЖЕНИЕМ БЕСПИЛОТНОГО МАЛОРАЗМЕРНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащая последовательно соединенные датчик угловой скорости крена, первый сумматор, первый усилитель и привод элеронов, датчик положения элеронов, вход которого связан с выходом привода элеронов, а выход
с вторым входом первого сумматора, последовательно соединенные датчик угловой скорости рыскания, второй сумматор, второй усилитель и привод руля направления, датчик положения руля направления, вход которого связан с выходом привода руля направления, а выход с вторым входом второго сумматора, радиоприемное устройство, первый и второй выходы которого связаны с третьими входами соответственно первого и второго сумматоров, отличающаяся тем, что в нее введены вычислитель значений угла крена, первый вход которого подключен к выходу датчика угловой скорости крена, акселерометр, датчик скорости полета, датчик высоты полета и задатчик, выходы которых связаны соответственно с вторым, третьим, четвертым и пятым входами вычислителя значений угла крена, пятый и шестой входы которого соединены соответственно с выходами датчика угловой скорости рыскания и датчика положения руля направления.
с вторым входом первого сумматора, последовательно соединенные датчик угловой скорости рыскания, второй сумматор, второй усилитель и привод руля направления, датчик положения руля направления, вход которого связан с выходом привода руля направления, а выход с вторым входом второго сумматора, радиоприемное устройство, первый и второй выходы которого связаны с третьими входами соответственно первого и второго сумматоров, отличающаяся тем, что в нее введены вычислитель значений угла крена, первый вход которого подключен к выходу датчика угловой скорости крена, акселерометр, датчик скорости полета, датчик высоты полета и задатчик, выходы которых связаны соответственно с вторым, третьим, четвертым и пятым входами вычислителя значений угла крена, пятый и шестой входы которого соединены соответственно с выходами датчика угловой скорости рыскания и датчика положения руля направления.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что вычислитель значений угла крена выполнен в виде последовательно соединенных дифференцирующего звена, первого блока умножения и первого сумматора, выход которого является выходом вычислителя значений угла крена, последовательно соединенных второго и третьего блоков умножения, блока деления, четвертого блока умножения, второго сумматора, пятого блока умножения и первого апериодического звена, выход которого связан с вторым входом первого сумматора, второго апериодического звена, выход которого соединен с третьим входом первого сумматора, третьего сумматора, выход которого связан с вторым входом третьего блока умножения, а также с первыми входами шестого и седьмого блоков умножения, вторые входы которых подключены соответственно к выходам восьмого и девятого блоков умножения, а выходы шестого и седьмого блоков умножения подсоединены соответственно к второму и третьему входам второго сумматора, причем второй вход четвертого блока умножения соединен с входом второго апериодического звена и является первым входом вычислителя значений угла крена, первый вход восьмого блока умножения соединен с входом дифференцирующего звена и является вторым входом вычислителя значений угла крена, вторые входы первого, восьмого, пятого блоков умножения объединены с первым входом девятого и с обоими входами второго блоков умножения и являются третьим входом вычислителя значений угла крена, первый и второй входы третьего сумматора являются соответственно четвертым и пятым входами вычислителя значений угла крена, четвертый вход второго сумматора является шестым входом, а второй вход девятого блока умножения седьмым входом вычислителя значений угла крена.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93006196A RU2042170C1 (ru) | 1993-02-02 | 1993-02-02 | Система управления боковым движением беспилотного малоразмерного летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93006196A RU2042170C1 (ru) | 1993-02-02 | 1993-02-02 | Система управления боковым движением беспилотного малоразмерного летательного аппарата |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2042170C1 true RU2042170C1 (ru) | 1995-08-20 |
| RU93006196A RU93006196A (ru) | 1995-10-20 |
Family
ID=20136602
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU93006196A RU2042170C1 (ru) | 1993-02-02 | 1993-02-02 | Система управления боковым движением беспилотного малоразмерного летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2042170C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2611459C1 (ru) * | 2015-12-29 | 2017-02-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата |
| CN111045451A (zh) * | 2019-12-16 | 2020-04-21 | 西安航空学院 | 飞机的控制系统和飞机 |
-
1993
- 1993-02-02 RU RU93006196A patent/RU2042170C1/ru active
Non-Patent Citations (5)
| Title |
|---|
| 1. Авторское свидетельство СССР N 531332, кл. B 64C 13/18, 1971. * |
| 2. Боднер В.А. Системы управления ЛА. М, 1973, с.87, рис.2.27. * |
| 3. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.А. Динамика полета беспилотных ЛА. М., 1973, с.302. * |
| 4. Авторское свидетельство СССР N 1825746, кл. B 64C 13/18, 22.05.90. * |
| 5. Боднер В.А. Системы управления ЛА. М., 1973, с.181-182, рис.5.15. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2611459C1 (ru) * | 2015-12-29 | 2017-02-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата |
| CN111045451A (zh) * | 2019-12-16 | 2020-04-21 | 西安航空学院 | 飞机的控制系统和飞机 |
| CN111045451B (zh) * | 2019-12-16 | 2022-10-18 | 西安航空学院 | 飞机的控制系统和飞机 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101033973B (zh) | 微小型飞行器微惯性组合导航系统的姿态确定方法 | |
| US3077557A (en) | Flight path computer | |
| EP0355148B1 (en) | Wind shear detection system | |
| US4127249A (en) | Apparatus for computing the rate of change of energy of an aircraft | |
| US11781836B2 (en) | Systems and methods for model based inertial navigation for a spinning projectile | |
| RU2564380C1 (ru) | Способ коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы | |
| US8265802B2 (en) | Method and device for determining the dynamic stability margin of an aircraft | |
| RU2647205C2 (ru) | Адаптивная бесплатформенная инерциальная курсовертикаль | |
| RU2564379C1 (ru) | Бесплатформенная инерциальная курсовертикаль | |
| Kim et al. | System identification and 6-DOF hovering controller design of unmanned model helicopter | |
| EP4033205A1 (en) | Systems and methods for model based vehicle navigation | |
| EP0229197B1 (en) | Aircraft flight command and windshear-display system | |
| RU2042170C1 (ru) | Система управления боковым движением беспилотного малоразмерного летательного аппарата | |
| Manai et al. | Identification of a UAV and design of a hardware-in-the-loop system for nonlinear control purposes | |
| RU2387578C1 (ru) | Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
| RU2645589C2 (ru) | Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов | |
| US4266743A (en) | Pitch attitude stabilization system utilizing engine pressure ratio feedback signals | |
| JPH06195125A (ja) | 飛翔体の飛行制御装置 | |
| Johnson et al. | Characterizing wing rock with variations in size and configuration of vertical tail | |
| RU2103718C1 (ru) | Устройство для контроля датчиков системы автоматического управления самолета | |
| RU2796328C1 (ru) | Способ коррекции углов ориентации БИНС | |
| RU2764322C1 (ru) | Способ минимизации средней высоты полета летательного аппарата, движущегося вблизи неровной поверхности, и устройство для его осуществления | |
| RU2262730C1 (ru) | Устройство управления боковым движением летательного аппарата | |
| RU2180131C1 (ru) | Способ одноканального управления в продольном движении легкого экраноплана | |
| JP2888271B2 (ja) | 無人飛翔体の姿勢制御装置 |