RU2065377C1 - Aircraft flaps control system - Google Patents
Aircraft flaps control system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2065377C1 RU2065377C1 RU92009709A RU92009709A RU2065377C1 RU 2065377 C1 RU2065377 C1 RU 2065377C1 RU 92009709 A RU92009709 A RU 92009709A RU 92009709 A RU92009709 A RU 92009709A RU 2065377 C1 RU2065377 C1 RU 2065377C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- control
- flaps
- flap
- section
- wiring
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, а более конкретно к системам управления механизацией крыла самолета, а именно к системам управления закрылками. Преимущественно система предназначена для использования на самолетах короткого взлета и посадки, где подъемная сила увеличивается за счет обдува закрылков струей газа от работающих двигателей и где необходимо на взлете или при посадке обеспечить дифференциальное отклонение закрылков в случае отказа двигателя, а также синхронное отклонение при изменении тяги двигателя или от штурвальной колонки при управлении продольным движением самолета. The invention relates to the field of aviation, and more specifically to control systems for the mechanization of an aircraft wing, and in particular to control systems for flaps. Mostly, the system is intended for use on short take-off and landing aircraft, where the lifting force is increased by blowing flaps with a jet of gas from running engines and where it is necessary to take off and when landing to provide differential deflection of the flaps in case of engine failure, as well as synchronous deviation when changing engine thrust or from the steering column when controlling the longitudinal movement of the aircraft.
Известна система управления закрылками самолета (см. Руководство по технической эксплуатации самолета Ил-76, раздел 31-50-0, с.2, фиг.1, М. ОКБ им. С. В. Ильюшина, 1973), содержащая восемь винтовых механизмов, по два на каждую из четырех секций закрылков, механическую трансмиссию в виде валов и карданных соединений, дублированный гидравлический привод, ручку управления закрылками и электрическую систему управления закрылками. A known control system for the flaps of an airplane (see. Manual for the technical operation of the aircraft IL-76, section 31-50-0, p. 2, figure 1, M. OKB named after S.V. Ilyushin, 1973), containing eight screw mechanisms , two for each of the four flap sections, a mechanical transmission in the form of shafts and cardan joints, a duplicated hydraulic drive, a flap control knob and an electric flap control system.
При работе этой системы выходное звено гидропривода отслеживает положение ручки управления и через трансмиссию и винтовые механизмы отклоняет закрылки на заданный ручкой угол. При этом трансмиссия обеспечивает синхронное отклонение всех четырех секций во всех случаях, в том числе и при отказе двигателя самолета. Такая система обычно применяется на самолетах, где не используется взаимодействие закрылка и газовой струи двигателя для создания дополнительной подъемной силы на взлете и посадке. During operation of this system, the output link of the hydraulic actuator monitors the position of the control handle and, through the transmission and screw mechanisms, deflects the flaps to the angle specified by the handle. At the same time, the transmission provides synchronous deviation of all four sections in all cases, including when the engine of the aircraft fails. Such a system is usually used on airplanes where the interaction of the flap and the gas jet of the engine is not used to create additional lift on takeoff and landing.
Известна также система управления закрылками самолета (см. "Система управления закрылками самолета ДС-10". Техническая информация предприятия, с. 10 28. М. 1973), содержащая задающую часть, включающую ручку управления закрылками и тросовую проводку для управления распределительными устройствами, и исполнительную часть, включающую гидравлические цилиндры, по два на каждую секцию закрылков, распределительные устройства, по одному на две симметричные секции закрылков, и тросовую проводку для осуществления обратной связи от секции закрылков к распределительным устройствам, а также для синхронизации перемещения секций закрылков. An airplane flap control system is also known (see "DS-10 airplane flap control system. Technical information of an enterprise, p. 10 28. M. 1973), comprising a master part including a flap control knob and cable wiring for controlling switchgears, and an actuating part, including hydraulic cylinders, two for each flap section, switchgears, one for two symmetrical flap sections, and cable wiring for feedback from the flap section to the flap predelitelnym devices, as well as to synchronize movement of the flap sections.
Эта система также не может быть использована на самолете, где предусмотрено взаимодействие газовой струи двигателя и закрылка для создания дополнительной подъемной силы на посадке и взлете. Однако эта конструкция системы управления закрылками является наиболее близкой к предлагаемой. This system can also not be used on an airplane, where the interaction of the gas jet of the engine and the flap is provided to create additional lift on landing and take-off. However, this flap control system design is closest to the one proposed.
Техническим результатом использования изобретения является обеспечение возможности безопасного управления самолетом, на котором предусмотрено взаимодействие закрылков и газовой струи от двигателей, за счет обеспечения управления закрылками в следящем режиме от электронной системы управления и контроля двигателей синхронно, для предотвращения изменения подъемной силы и перегрузки при изменении тяги двигателей, и дифференциально, для компенсации потери подъемной силы и кренящего момента при отказе двигателя на взлете или посадке, а также обеспечение возможности управления закрылками от штурвальной колонки. The technical result of the use of the invention is to enable safe control of the aircraft, which provides for the interaction of the flaps and the gas jet from the engines, by providing control of the flaps in a follow-up mode from the electronic engine control and monitoring system synchronously, to prevent changes in lift and overload when the engine thrust changes , and differentially, to compensate for the loss of lift and heeling moment during engine failure on takeoff or landing, and also providing flap control from the helm column.
Результат достигается тем, что в системе управления закрылками самолета, содержащей задающую часть, включающую ручку управления закрылками и систему управления распределительными устройствами, и исполнительную часть, включающую гидроусилители для отклонения секций закрылков, по два на каждую секцию, выполненные в виде гидроцилиндров, отдельно установленных распределительных устройств и механических проводок обратной связи, соединяющих каждую секцию закрылков с соответствующими распределительными устройствами, механические проводки синхронизации перемещения входных звеньев распределительных устройств симметричных секций закрылков, согласно изобретению, задающая часть выполнена в виде многоканальной электродистанционной системы, имеющей по одному независимому самоконтролируемому каналу на каждую секцию закрылка и включающей датчики положения ручки управления, резервированную механическую проводку, соединяющую ручку с ее датчиками, цифровые блоки управления и контроля и электромеханические сервоприводы, снабженные электротормозом выходного звена сервопривода, при этом входы цифровых блоков соединены с датчиками положения ручки управления закрылками и штурвальной колонки, с вычислительной системой самолетовождения (ВСС), с системой самолетовождения (ВСС), с системой высотно-скоростных сигналов (СВС) и электронной системой управления и контроля двигателями самолета (ЭСУД), кроме того, в исполнительной части системы в проводку синхронизации перемещения входных звеньев распределительных устройств гидроусилителей включены развязывающие пружины с предварительной затяжкой, а в каждую проводку обратной связи и в соединение этих двух проводок, относящихся к одной секции закрылков, также включены развязывающие пружины. Развязывающие пружины, находящиеся в соединении проводок, выполнены с концевыми выключателями, связываемыми с соответствующими электрогидрокранами гидросистемы самолета. The result is achieved in that in an airplane flap control system comprising a master part including a flap control knob and a switchgear control system, and an actuator part including hydraulic boosters for deflecting the flap sections, two for each section, made in the form of hydraulic cylinders, separately installed distribution devices and mechanical feedback wiring connecting each flap section with corresponding switchgears, mechanical wires according to the invention, the master part is made in the form of a multi-channel wiring system having one independent self-controlled channel for each flap section and including position sensors of the control handle, redundant mechanical wiring connecting the handle to its sensors, digital control and monitoring units and electromechanical servos equipped with an electric brake for the servo output link of the drive, while the inputs of the digital blocks are connected to the position sensors of the flap control handle and the helm column, to the aircraft navigation computing system (BCC), to the aircraft navigation system (BCC), to the high-speed signal system (SHS) and to the electronic engine control and monitoring system (ECM), in addition, in the executive part of the system, decoupling springs with a preliminary tightening are included in the synchronization wiring of the movement of the input links of the power steering switchgear, and each feedback odku and the combination of these two entries belonging to the same section of flaps are also included decoupling spring. Decoupling springs located in the wiring connection are made with limit switches connected to the corresponding electrohydrocranes of the aircraft hydraulic system.
Таким образом, выполнение задающей части системы в виде независимых самоконтролирующихся каналов, каждый из которых управляет своей секцией закрылка, и включение в проводку синхронизации перемещения входных звеньев распределительных устройств симметричных секций закрылков, развязывающих пружин с предварительной затяжкой обеспечивает возможность независимого управления в следящем режиме каждой секции закрылка для синхронного и дифференциального управления. Thus, the execution of the master part of the system in the form of independent self-controlling channels, each of which controls its flap section, and the inclusion of symmetrical flap sections, decoupling springs with pre-tightening in the synchronization wiring of the input parts of the distributing devices of the flap, enables independent control of each flap section in the tracking mode for synchronous and differential control.
При этом наличие предварительной затяжки развязывающих пружин необходимо для обеспечения синхронной работы двух симметричных секций в случае отказа одного из двух электродистанционных каналов этих секций, а ограничение хода этих пружин ограничивает самоход секции закрылка при активном (нерасчетном) отказе электродистанционного канала. In this case, the presence of a preliminary tightening of the decoupling springs is necessary to ensure the synchronous operation of two symmetric sections in the event of a failure of one of the two electro-channel channels of these sections, and the limitation of the course of these springs limits the self-propulsion of the flap section when the electro-channel failure is active (off-design).
Установка электротормозов выходного звена сервоприводов позволяет обеспечить фиксацию симметричных секций при отказе обоих электродистанционных каналов этих секций, т.к. тормозы растормаживают выходные звенья сервоприводов только при подаче сигналов на растормаживание от обоих электродистанционных каналов. А включение развязывающих пружин в каждую проводку обратной связи гидроусилителей и в соединение этих двух проводок, относящихся к одной секции закрылков, предотвращает самоход симметричных секций закрылков при заклинивании золотника распределительного устройства. The installation of electric brakes of the output link of the servos allows fixing the symmetrical sections in case of failure of both electro-channel channels of these sections, because the brakes brake the output links of the servos only when signals are given for brake release from both electrical channels. And the inclusion of decoupling springs in each hydraulic wiring feedback wiring and in the connection of these two wiring related to one flap section prevents self-propelled symmetric flap sections when jamming the valve spool.
Сущность изобретения поясняется схемой, представленной на чертеже. The invention is illustrated by the diagram shown in the drawing.
Система управления закрылками самолета содержит ручку управления 1, соединенную через проводку 2 с датчиками 3 положения ручки 1, блоки управления и контроля 4, электрически соединенные с датчиками 3 положения ручки, с датчиками 5 положения штурвальных колонок 6, с сервоприводами 7, включающими электротормоз 8 и датчик положения 9 выходного звена сервопривода, а также соединенные с системой ВСС 10 (вычислительная система самолетовождения), СВС 11 (система воздушных сигналов) и ЭСУД 12 (электронная система управления двигателями). Система содержит также гидроцилиндры 13 отклонения закрылков 14, распределительные устройства 15, соединенные гидравлически через запорные гидрокраны 16 с гидроцилиндрами 13 и через электрогидравлические краны 17 с гидравлическими системами 18 самолета, а также проводки обратной связи 19 с развязывающими пружинами 20, развязывающие пружины 21 с концевыми выключателями 22, электрически соединенными с электрокранами 17, и проводку 23 синхронизации входных звеньев распределительных устройств симметричных секций закрылков 14 с развязывающей пружиной 24. The airplane flap control system comprises a control stick 1 connected through wiring 2 to sensors 3 of the position of the handle 1, control and control units 4 electrically connected to sensors 3 of the position of the handle, with sensors 5 of the position of the steering columns 6, with servos 7 including an electric brake 8 and a position sensor 9 of the output link of the servo drive, as well as connected to the BCC 10 system (airplane navigation computing system), CBC 11 (air signal system) and ECM 12 (electronic engine control system). The system also contains hydraulic cylinders 13 deflecting flaps 14, switchgears 15, hydraulically connected through shut-off valves 16 with hydraulic cylinders 13 and through electro-hydraulic valves 17 with hydraulic systems 18 of the aircraft, as well as feedback wiring 19 with decoupling springs 20, decoupling springs 21 with limit switches 22, electrically connected to the electric valves 17, and the synchronization wiring 23 of the input links of the distribution devices of the symmetrical sections of the flaps 14 with the decoupling spring th 24.
На взлетно-посадочных режимах полета при перемещении ручки 1 закрылков сигналы с датчиков 3 подаются в блоки 4. В блоках управления 4 вырабатываются сигналы, которые поступают на электротормозы 8 сервоприводов 7 и при поступлении на каждый тормоз 8 сигналов из обоих блоков 4 растормаживается выходное звено сервопривода 7. В блоках 4 вырабатываются также управляющие сигналы, которые поступают в соответствующий сервопривод 7. В соответствии с управляющим сигналом сервопривод 7 перемещает проводку 23 синхронизации входных звеньев распределительных устройств 15. Входные звенья распределительных устройств перемещают их золотники, открывая доступ жидкости в полости гидроцилиндров 13, которые, в свою очередь, отклоняют секции 14 закрылков. При перемещении выходных звеньев сервоприводов 7 датчики положения 9 выходных звеньев, выдавая сигналы обратной связи в блоки 14, уменьшают рассогласование управляющего сигнала с сигналом обратной связи, в результате чего сервоприводы 7, отследив перемещение ручки 1, прекращают свое движение. Проводки обратной связи 19 секции 14 закрылков по мере отклонения секций вдвигают золотники распределительного устройства в нейтральное положение, перекрывая доступ жидкости в гидроцилиндры 13 и запирая их полости, после чего секции останавливаются в заданном положении. In take-off and landing flight modes, when the flaps handle 1 is moved, signals from sensors 3 are sent to blocks 4. In control units 4, signals are generated that are sent to electric brakes 8 of servos 7 and when each brake receives 8 signals from both blocks 4, the output link of the servo is released 7. In blocks 4, control signals are also generated, which are supplied to the corresponding servo drive 7. In accordance with the control signal, the servo drive 7 moves the synchronization wiring 23 of the input links of the distributor GOVERNMENTAL devices 15. Input switching units move their spools, a liquid access opening in the cavity of the hydraulic cylinders 13, which in turn deflect the sections 14 of the flaps. When moving the output links of the servos 7, the position sensors 9 of the output links, giving feedback signals to the blocks 14, reduce the mismatch of the control signal with the feedback signal, as a result of which the servos 7, tracking the movement of the handle 1, stop their movement. The feedback wiring 19 of the flap section 14, as the sections deviate, push the spools of the switchgear into a neutral position, blocking the fluid access to the hydraulic cylinders 13 and locking their cavities, after which the sections stop in a predetermined position.
В блоки управления 4 поступают также сигналы от систем ВСС 10 и СВС 11 для автоматической коррекции отклонения закрылков в зависимости от скорости и высоты полета, а также от полетной массы самолета. Кроме того, в блок управления 4 поступают сигналы от электронной системы управления двигателями (ЭСУД) 12 для синхронного довыпуска или приборки секции 14 закрылков на взлете или посадке, при уменьшении или увеличении тяги двигателей для дифференциального отклонения секций 14 закрылков для компенсации потери общей подъемной силы и кренящего момента при отказе двигателя и прекращении обдува соответствующей секции закрылка. The control units 4 also receive signals from the BCC 10 and SHS 11 systems for automatic correction of flap deflection depending on the speed and altitude, as well as on the flight mass of the aircraft. In addition, the control unit 4 receives signals from the electronic engine management system (ECM) 12 for synchronous re-release or tidying of the flap section 14 on take-off or landing, while reducing or increasing the engine thrust for differential deflection of the flap sections 14 to compensate for the loss of total lift and heeling moment upon engine failure and termination of blowing of the corresponding flap section.
Кроме того, в блоки 4 поступают сигналы с датчиков 5, связанных со штурвальной колонкой, для синхронного следящего довыпуска или приборки секций 14 закрылков при перемещении штурвала 6 от себя или на себя для изменения траектории полета на взлете или посадке. In addition, blocks 4 receive signals from sensors 5 connected to the helm column for synchronous follow-up release or tidying of flap sections 14 when the helm 6 is moved away from itself or towards itself to change the flight path on takeoff or landing.
В каждом блоке 4 из указанных сигналов вырабатывается управляющий сигнал, который подается в сервопривод 7 этого канала электродистанционного управления для отключения соответствующей секции закрылка. In each block 4 of these signals a control signal is generated, which is fed to the servo drive 7 of this channel of the remote control to disable the corresponding section of the flap.
При отказе одного канала электродистанционного управления (датчика, блока или сервопривода) его сервопривод отключается системой контроля канала, которая обнаруживает отказ по расхождению сигналов с датчика 9 положения выходного звена реального сервопривода 7 с выходным сигналом электронной модели сервопривода контрольного подканала. При отключении канала снимаются его сигналы на растормаживание тормозных устройств 8 выходных звеньев сервоприводов 7, симметричных секции 14 закрылков. If one channel of the remote control (sensor, unit or servo) fails, its servo drive is disabled by the channel monitoring system, which detects a failure by the divergence of the signals from the sensor 9 of the position of the output link of the real servo drive 7 with the output signal of the electronic model of the servo drive of the control subchannel. When the channel is disconnected, its signals for disinhibition of the braking devices 8 of the output links of the servos 7, symmetrical sections 14 of the flaps are removed.
Далее синхронное управление этими секциями обеспечивается исправным каналом через проводку синхронизации 23, включающую пружину 24 с предварительной затяжкой, превышающей трение в золотниках распределительных устройств и в отключенном сервоприводе. Further, the synchronous control of these sections is provided by a working channel through the synchronization wiring 23, which includes a spring 24 with a preliminary tightening exceeding the friction in the spools of the switchgear and in the disconnected servo drive.
При отказе обоих каналов электродистанционного управления отключаются оба сервопривода 7 и, так как при этом с тормозных устройств 8 снимаются оба сигнала на их растормаживание, то эти устройства фиксируют проводку синхронизации 23 и тем самым симметричные секции 14 закрылков в положении на момент отказа. In case of failure of both channels of the remote control, both servos 7 and are disabled, since both signals to brake them are removed from the braking devices 8, these devices fix the synchronization wiring 23 and thereby the symmetrical sections 14 of the flaps in the position at the time of the failure.
При дифференциальном отклонении секции 14 закрылков, в случае отказа двигателя самолета на взлете или посадке, каждая секция 14 закрылков управляется своим каналом электродистанционного управления в пределах, допускаемых развязывающей пружиной 24. Эта же пружина ограничивает самоход секции 14 закрылка при активном (нерасчетном) отказе ее электродистанционного канала управления. With a differential deviation of the flap section 14, in the event of an airplane engine failure on takeoff or landing, each flap section 14 is controlled by its remote control channel to the extent permitted by the decoupling spring 24. The same spring limits the self-propulsion of the flap section 14 when its electro-remote failure occurs control channel.
При заклинивании золотника одного из распределительных устройств 15 в открытом положении жидкость будет поступать в один из гидроцилиндров 13, который начнет отклонять секцию 14. При этом через обратную связь 19 золотник распределительного устройства другого гидроцилиндра 13 переместится так, что шток этого гидроцилиндра начнет перемещаться навстречу штоку отказавшего гидроцилиндра и остановит секцию 14 закрылка. При этом, так как входные звенья распределительных устройств 15 будут перемещаться в противоположных направлениях, пружина 21, усилие обжатия которой ниже усилия предварительной затяжки пружин 20, обожмется и концевые выключатели 22 выдадут электрические сигналы на переключение электрокранов 17. Эти краны перекроют подачу давления к обоим распределительным устройствам 15 данной секции закрылков. When the spool of one of the switchgear 15 is jammed in the open position, the fluid will flow into one of the hydraulic cylinders 13, which will begin to deflect section 14. In this case, through the feedback 19, the spool of the switchgear of the other hydraulic cylinder 13 will move so that the rod of this hydraulic cylinder begins to move towards the rod of the failed the hydraulic cylinder and stop the flap section 14. In this case, since the input links of the switchgear 15 will move in opposite directions, the spring 21, the compression force of which is lower than the pre-tightening force of the springs 20, will be compressed and the limit switches 22 will give electrical signals for switching the electric valves 17. These valves will shut off the pressure supply to both of the distribution valves devices 15 of this flap section.
При исчезновении давления срабатывают запорные краны 16, которые запирают полости гидроцилиндров 13 этой секции. Секция останавливается в положении на момент отказа. When the pressure disappears, shut-off valves 16 are activated, which lock the cavity of the hydraulic cylinders 13 of this section. The section stops in position at the time of failure.
Для управления всеми секциями закрылков используются четыре независимые гидросистемы две для внутренних секций закрылков, а две для внешних секций. При отказе двух гидросистем, обслуживающих соответственно внутренние или внешние секции 14 закрылков, срабатывают запорные гидрокраны 16, в результате чего симметричные секции 14 закрылков будут зафиксированы в положении на момент отказа. To control all sections of the flaps, four independent hydraulic systems are used, two for the internal sections of the flaps and two for the external sections. In case of failure of two hydraulic systems serving respectively the internal or external sections 14 of the flaps, the shut-off valves 16 are actuated, as a result of which the symmetrical sections 14 of the flaps will be locked in position at the time of the failure.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU92009709A RU2065377C1 (en) | 1992-12-03 | 1992-12-03 | Aircraft flaps control system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU92009709A RU2065377C1 (en) | 1992-12-03 | 1992-12-03 | Aircraft flaps control system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2065377C1 true RU2065377C1 (en) | 1996-08-20 |
| RU92009709A RU92009709A (en) | 1996-12-20 |
Family
ID=20133051
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU92009709A RU2065377C1 (en) | 1992-12-03 | 1992-12-03 | Aircraft flaps control system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2065377C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2478520C2 (en) * | 2007-09-24 | 2013-04-10 | Эйрбас Оперейшнз Гмбх | Device for automatic control over aircraft lift increase system |
| RU2513884C2 (en) * | 2012-08-07 | 2014-04-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Aircraft adaptive manual control |
-
1992
- 1992-12-03 RU RU92009709A patent/RU2065377C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Система управления закрылками самолета ДC-10. Техническая информация предприятия Design Features, ДАС-61555Д, 1973, c. 10-28. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2478520C2 (en) * | 2007-09-24 | 2013-04-10 | Эйрбас Оперейшнз Гмбх | Device for automatic control over aircraft lift increase system |
| RU2513884C2 (en) * | 2012-08-07 | 2014-04-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Aircraft adaptive manual control |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4762294A (en) | Elevator control system especially for an aircraft | |
| US8935015B2 (en) | Flight control system with alternate control path | |
| US4598890A (en) | Avionic control system | |
| CN109895997B (en) | Combined active lever and control lift actuator system | |
| US4765568A (en) | Method and system for controlling the elevator assemblies of an aircraft | |
| US4759515A (en) | Drive control for a vertical rudder of an aircraft | |
| US5791596A (en) | Process and device for the control of the rudder of an aircraft | |
| US2990144A (en) | Integrated hydraulic power actuator | |
| US6446911B1 (en) | Method for controlling actuators on a vehicle | |
| US4744532A (en) | Aircraft flight control system | |
| US20070271008A1 (en) | Manual and computerized flight control system with natural feedback | |
| US6206329B1 (en) | Process and device for the control of the rudder of an aircraft | |
| EP1301835A2 (en) | Flight control module with integrated spoiler actuator control electronics | |
| DE3613196A1 (en) | AVIATION ELECTRONICS CONTROL - CONTROL SYSTEM | |
| US3949958A (en) | Pitch control system | |
| US3272062A (en) | Servo valve synchronizer | |
| US7668627B2 (en) | Mechanical flight control auxiliary power assist system | |
| JP2000264291A (en) | Servo actuator device and aircraft maneuver controlling device | |
| US7890222B1 (en) | Mechanical flight control auxiliary power assist system | |
| US5701801A (en) | Mechanically redundant actuator assembly | |
| RU2065377C1 (en) | Aircraft flaps control system | |
| US4071209A (en) | Vehicle control system incorporating a compensator to stabilize the inherent dynamics thereof | |
| US3580139A (en) | Control apparatus | |
| US7640743B2 (en) | Aircraft flight control user interface linkage system | |
| US3603534A (en) | Synchronized power control |