RU2335005C1 - Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом - Google Patents

Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом Download PDF

Info

Publication number
RU2335005C1
RU2335005C1 RU2007104892/28A RU2007104892A RU2335005C1 RU 2335005 C1 RU2335005 C1 RU 2335005C1 RU 2007104892/28 A RU2007104892/28 A RU 2007104892/28A RU 2007104892 A RU2007104892 A RU 2007104892A RU 2335005 C1 RU2335005 C1 RU 2335005C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
angular
axis
angle
coordinate system
Prior art date
Application number
RU2007104892/28A
Other languages
English (en)
Inventor
Леонид Георгиевич Романенко (RU)
Леонид Георгиевич Романенко
Сергей Валентинович Зайцев (RU)
Сергей Валентинович Зайцев
Гульназ Гариф новна Самарова (RU)
Гульназ Гарифяновна Самарова
Original Assignee
Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева filed Critical Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Priority to RU2007104892/28A priority Critical patent/RU2335005C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2335005C1 publication Critical patent/RU2335005C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата в предлагаемом способе обеспечено формирование оптимальных показателей переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата (ЛА). При этом управление ЛА осуществляют без коррекции коэффициентов пропорциональности законов управления угловым движением летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения. 6 ил.

Description

Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов.
Известен способ управления угловым движением летательного аппарата (Система автоматического управления САУ-23А, серия 2. Назначение, принцип действия, законы управления. Техническое описание 6А2.550.045-4ТО (в четырех частях. Часть первая). Редакция I-77) - [1, с.19]), по которому измеряют угол крена γ и угловую скорость относительно продольной оси ωx, задают требуемое значение угла крена γз, а также формируют сигнал управления путем суммирования сигнала, пропорционального разности между измеренным углом γ и требуемым значением γз, с корректируемым по скоростному напору сигналом, пропорциональным угловой скорости относительно продольной оси ωх, в соответствии с законом управления
δЭ=iγ(γ-γЗ)-μ(q)ωx,
где δЭ - угол отклонения элеронов, iγ - постоянный коэффициент пропорциональности; μ(q) - коэффициент пропорциональности, изменяющийся в зависимости от скоростного напора q.
Недостатком данного способа является необходимость коррекции коэффициента пропорциональности в широком диапазоне изменений скоростей и высот в зависимости от режима полета летательного аппарата. Коррекция коэффициента пропорциональности производится для получения одинаковых показателей переходных процессов по угловым координатам при изменениях значений динамических коэффициентов летательного аппарата при смене режима движения. Коррекция коэффициента пропорциональности усложняет схему, уменьшает надежность работы системы управления, а в большом диапазоне изменений параметров движения может оказаться нереализуемой с достаточной точностью.
Известен способ управления угловым движением летательного аппарата, реализованный в автопилоте АП-15Т (Бортовые системы управления полетом. Под общей редакцией Ю.В.Байбородина, М.: Транспорт, 1975. - 336 с.) - [2, с.254], по которому измеряют угол φ, угловую скорость
Figure 00000002
и угловое ускорение
Figure 00000003
, которые соответственно являются углом рыскания ψ, угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OY связанной системы координат ωу, угловым ускорением относительно оси OY связанной системы координат
Figure 00000004
в канале рыскания, или углом крена γ, угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат ωx, угловым ускорением относительно оси ОХ связанной системы координат
Figure 00000005
в канале крена, или углом тангажа ϑ, угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OZ связанной системы координат ωz, угловым ускорением относительно оси OZ связанной системы координат
Figure 00000006
в канале тангажа, задают требуемое значение угла φз, соответственно ψз, или γз, или ϑз, a сигналы управления формируют в соответствии с законами управления
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
где δН, δЭ, δВ - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, iψ,iωy, i
Figure 00000010
, iγ,
Figure 00000011
i
Figure 00000012
iϑ,
Figure 00000013
i
Figure 00000014
- коэффициенты пропорциональности.
Данный способ не позволяет получить оптимальные показатели переходных процессов в широком диапазоне изменений скоростей и высот полета, а также и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения вследствие использования постоянных значений коэффициентов пропорциональности.
Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является обеспечение оптимальных показателей переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата без коррекции коэффициентов пропорциональности законов управления угловым движением летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.
Технический результат достигается тем, что по способу управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом, по которому измеряют угол φ, угловую скорость
Figure 00000015
и угловое ускорение
Figure 00000016
, которые соответственно являются углом рыскания ψ, угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OY связанной системы координат ωу, угловым ускорением относительно оси OY связанной системы координат
Figure 00000017
в канале рыскания, или углом крена γ, угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат ωx, угловым ускорением относительно оси ОХ связанной системы координат
Figure 00000018
в канале крена, или углом тангажа ϑ, угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OZ связанной системы координат ωz, угловым ускорением относительно оси OZ связанной системы координат
Figure 00000019
в канале тангажа, задают требуемое значение угла φз, соответственно ψз, или γз, или ϑз, а сигналы управления формируют в соответствии с законами управления
Figure 00000007
Figure 00000020
Figure 00000021
где δН, δЭ, δВ - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, iψ,
Figure 00000022
Figure 00000023
iγ,
Figure 00000024
Figure 00000025
iϑ,
Figure 00000026
Figure 00000027
- коэффициенты пропорциональности,
формируют дополнительные сигналы управления в каналах рыскания, крена и тангажа вида
Figure 00000028
где iΔ x1, iΔ x2, iΔ x3 - постоянные передаточные числа,
Figure 00000029
Figure 00000030
в свою очередь
Figure 00000031
Figure 00000032
Figure 00000033
в которых
Figure 00000034
где T - постоянная времени фильтра, р - оператор Лапласа,
ix1, ix2, ix3, a11, a12, b1, a21, a22, b2 - постоянные коэффициенты,
а результирующий сигнал управления формируют путем суммирования сигналов управления и соответствующих дополнительных сигналов управления.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1-6.
Фиг.1 - блок-схема системы управления угловым движением летательного аппарата, реализующей предложенный способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом.
Фиг.2 - блок-схема блока задания динамики углового движения.
Фиг.3 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения при изменении эффективности рулевого органа.
Фиг.4 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата с блоком задания динамики углового движения при изменении эффективности рулевого органа.
Фиг.5 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения при изменении центровки летательного аппарата.
Фиг.6 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата с блоком задания динамики углового движения при изменении центровки летательного аппарата.
Система управления угловым движением летательного аппарата содержит каналы рыскания 16, крена 17 и тангажа 18, каждый из которых содержит:
1 - датчик углового положения летательного аппарата;
2 - датчик угловой скорости;
3 - задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата;
4 - датчик углового ускорения;
5 - первый суммирующий усилитель;
6 - интегрирующий привод рулевого органа;
7 - блок задания динамики углового движения.
Приняты следующие обозначения:
φ - угол на выходе датчика углового положения летательного аппарата 1;
Figure 00000035
- угловая скорость на выходе датчика угловой скорости 2;
Figure 00000036
- угловое ускорение на выходе датчика углового ускорения 4;
φз - требуемое значение угла;
Uдоп - дополнительный сигнал управления.
Система управления угловым движением летательного аппарата содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата 1, датчик угловой скорости 2 и датчик углового ускорения 4, которые соответственно являются датчиком угла рыскания ψ, датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси OY связанной системы координат ωу, датчиком углового ускорения относительно оси OY связанной системы координат
Figure 00000017
, или датчиком угла крена γ, датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат ωх, датчиком углового ускорения относительно оси ОХ связанной системы координат
Figure 00000018
, или датчиком угла тангажа ϑ, датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси OZ связанной системы координат ωz, датчиком углового ускорения относительно оси OZ связанной системы координат
Figure 00000019
, задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, соответственно ψз, или γз, или ϑз, первый суммирующий усилитель 5, первый вход которого соединен с датчиком углового положения летательного аппарата 1, второй вход соединен с датчиком угловой скорости 2, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, четвертый вход соединен с выходом датчика углового ускорения 4, а выход соединен со входом интегрирующего привода рулевого органа 6, а также блок задания динамики углового движения 7, входы которого соединены соответственно с выходами датчика углового положения летательного аппарата 1, датчика угловой скорости 2, датчика углового ускорения 4 и задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, выход соединен с пятым входом первого суммирующего усилителя 5.
Блок задания динамики углового движения 7 содержит:
8 - фильтр;
9 - сумматор;
10 - третий суммирующий усилитель;
11 - вычислитель;
12 - первый интегратор;
13 - третий интегратор;
14 - второй суммирующий усилитель;
15 - второй интегратор.
Приняты следующие обозначения:
Figure 00000037
- сигнал на первом выходе вычислителя 11;
Figure 00000038
- сигнал на втором выходе вычислителя 11;
φ* - сигнал на выходе первого интегратора 12;
Figure 00000039
- сигнал на выходе второго интегратора 15;
Figure 00000040
- сигнал на выходе третьего суммирующего усилителя 10;
η - сигнал на выходе третьего интегратора 13.
Блок задания динамики углового движения 7 содержит вычислитель 11, первый и второй входы которого соответственно являются первым и вторым входами блока задания динамики углового движения 7, первый интегратор 12, вход которого соединен с первым выходом вычислителя 11, второй интегратор 15, вход которого соединен со вторым выходом вычислителя 11, сумматор 9, первый вход которого соединен с выходом первого интегратора 12, второй, инвертирующий, вход соединен с выходом фильтра 8, вход которого является третьим входом блока задания динамики углового движения 7, третий суммирующий усилитель 10, входы которого соединены соответственно с выходами сумматора 9, второго выхода вычислителя 11 и второго интегратора 15, третий интегратор 13, вход которого соединен с выходом третьего суммирующего усилителя 10, а выход соединен с третьим входом вычислителя 11, второй суммирующий усилитель 14, первый и второй, инвертирующие, входы которого соединены с выходами первого интегратора и второго интегратора, третий и четвертый входы соединены со вторым и первым входами вычислителя, пятый, инвертирующий, вход соединен со вторым выходом вычислителя, шестой вход является четвертым входом блока задания динамики углового движения 7, а выход является выходом блока задания динамики углового движения 7.
Работа системы происходит следующим образом. Сигнал с датчика углового положения летательного аппарата 1 поступает на первый вход первого суммирующего усилителя 5, на второй и четвертый входы которого поступают сигналы с датчика угловой скорости 2 и датчика углового ускорения 4. Сигнал требуемого углового положения летательного аппарата поступает с задатчика требуемого углового положения летательного аппарата 3 на третий, инвертирующий, вход первого суммирующего усилителя 5. На входы блока задания динамики углового движения летательного аппарата 7 поступают соответственно сигналы углового положения летательного аппарата, угловой скорости, требуемого значения углового положения и сигнал углового ускорения.
Вычислитель 11 работает в соответствии с системой уравнений
Figure 00000041
Figure 00000042
где а11, а12, b1, а21, a22, b2 - постоянные коэффициенты,
φ,
Figure 00000043
, η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,
Figure 00000037
,
Figure 00000038
- сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя.
С первого выхода вычислителя 11 сигнал поступает на первый вход первого интегратора 12, работающий в соответствии с алгоритмом
Figure 00000044
Со второго выхода вычислителя 11 сигнал поступает на второй интегратор 15, работающий в соответствии с алгоритмом
Figure 00000045
Сигнал требуемого значения углового положения летательного аппарата, поступающий на третий вход блока задания динамики углового движения летательного аппарата 7, проходит через фильтр 8 с передаточной функцией вида
Figure 00000034
где Т - постоянная времени, р - оператор Лапласа,
и поступает на второй, инвертирующий, вход сумматора 9, на первый вход которого поступает сигнал с выхода первого интегратора 12.
Введение фильтра 8 уменьшает перерегулирование по угловой координате при выходе ее на требуемое значение.
На выходе третьего суммирующего усилителя 10 формируется сигнал вида
Figure 00000046
где
ix1, ix2, iх3 - постоянные передаточные числа.
С выхода третьего интегратора 13, вход которого соединен с выходом третьего суммирующего усилителя 10, на третий вход вычислителя 11 поступает сформированный сигнал η вида
Figure 00000047
Выходом блока задания динамики углового движения 7 является выход второго суммирующего усилителя 14. На выходе второго суммирующего усилителя 14 формируется дополнительный сигнал управления вида
Figure 00000028
где iΔ x1, iΔ x2, iΔ x3 - постоянные передаточные числа,
Figure 00000048
Figure 00000049
Figure 00000050
Figure 00000051
Figure 00000052
Figure 00000053
- сигналы соответственно на первом, втором, третьим, четвертом, пятом и шестом входах.
С выхода блока задания динамики углового движения 7 сформированный дополнительный сигнал управления поступает на пятый вход первого суммирующего усилителя 5, выход которого соединен с интегрирующим приводом рулевого органа 6.
Дополнительный сигнал управления, сформированный в блоке задания динамики углового движения 7, позволяет обеспечить дополнительное отклонение рулевого органа, необходимое для компенсации влияния на динамику изменения динамических параметров движения летательного аппарата, возникающих при изменении режима полета. Компенсация изменения влияния на динамику динамических параметров движения летательного аппарата позволяет обеспечить оптимальные показатели переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.
Эффективность применения блока задания динамики углового движения 7 подтверждается фиг.3-6. На фиг.3-6 показаны графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением при наличии (фиг.4, фиг.6) и отсутствии (фиг.3, фиг.5) блока задания динамики углового движения 7. В качестве летательного аппарата принят легкий самолет.
На фиг.3 и фиг.4 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 7 и с блоком задания динамики углового движения 7 при изменении эффективности рулевого органа. Кривая переходного процесса 1 соответствует уменьшению эффективности рулевого органа в два раза. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения эффективности рулевого органа. Кривая переходного процесса 3 соответствует увеличению эффективности рулевого органа в два раза.
Из фиг.3 видно, что изменение эффективности рулевого органа в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 7 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном значении эффективности рулевого органа.
Из фиг.4 видно, что введение блока задания динамики углового движения 7 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при широком изменении эффективности рулевого органа.
На фиг.5 и фиг.6 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 7 и с блоком задания динамики углового движения 7 при смещении центра масс летательного аппарата. Кривая переходного процесса 1 соответствует смещению центра масс летательного аппарата назад вдоль хорды крыла относительно расчетного значения. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения положения центра масс. Кривая переходного процесса 3 соответствует смещению центра масс летательного аппарата вперед вдоль хорды крыла относительно расчетного значения. Кривая переходного процесса 4 соответствует смещению центра масс летательного аппарата назад за точку приложения подъемной силы (летательный аппарат статически неустойчивый).
Из фиг.5 видно, что смещение центра масс летательного аппарата в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 7 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном положении центра масс летательного аппарата.
Из фиг.6 видно, что введение блока задания динамики углового движения 7 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при смещении центра масс летательного аппарата.
Предлагаемый способ обеспечивает оптимальные показатели переходных процессов по координатам углового движения летательного аппарата, не требующие коррекции коэффициентов пропорциональности законов управления угловым движением летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета, а для канала тангажа и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения.

Claims (1)

  1. Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом, по которому измеряют угол φ, угловую скорость
    Figure 00000054
    и угловое ускорение
    Figure 00000055
    , которые соответственно являются углом рыскания ψ, угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OY связанной системы координат ωу, угловым ускорением относительно оси OY связанной системы координат
    Figure 00000056
    в канале рыскания, или углом крена γ, угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат ωх, угловым ускорением относительно оси ОХ связанной системы координат
    Figure 00000057
    в канале крена, или углом тангажа ϑ, угловой скоростью вращения летательного аппарата относительно оси OZ связанной системы координат ωz, угловым ускорением относительно оси OZ связанной системы координат
    Figure 00000058
    , в канале тангажа, задают требуемое значение угла φз, соответственно ψз, или γз или ϑз, а сигналы управления формируют в соответствии с законами управления
    Figure 00000059
    Figure 00000060
    Figure 00000061
    где δH, δЭ, δВ - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты; iψ, iωу, i
    Figure 00000056
    , iγ, iωх, i
    Figure 00000057
    , iϑ, iωz, i
    Figure 00000058
    - коэффициенты пропорциональности, отличающийся тем, что формируют дополнительные сигналы управления в каналах рыскания, крена и тангажа вида
    Figure 00000062
    где iΔ x1, iΔ x2, iΔ x3 - постоянные передаточные числа,
    Figure 00000063
    Figure 00000064
    в свою очередь
    Figure 00000065
    Figure 00000066
    Figure 00000067
    в которых
    Figure 00000068
    где Т - постоянная времени фильтра;
    р - оператор Лапласа;
    ix1, ix2, ix3, а11, a12, b1, a21, a22, b2 - постоянные коэффициенты, а результирующий сигнал управления формируют путем суммирования сигналов управления и соответствующих дополнительных сигналов управления.
RU2007104892/28A 2007-02-08 2007-02-08 Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом RU2335005C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007104892/28A RU2335005C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007104892/28A RU2335005C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2335005C1 true RU2335005C1 (ru) 2008-09-27

Family

ID=39929092

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007104892/28A RU2335005C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2335005C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112947503A (zh) * 2021-03-10 2021-06-11 中国人民解放军海军潜艇学院 一种水下滑翔机编队的协同控制方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Бортовые системы управления полетом. / Под общей ред. Ю.В.Байбородина. - М.: Транспорт, 1975, с.254. Василинин В.Н. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов. - М.: Военное издательство министерства обороны СССР, 1973, с.31. *
Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.174. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973, с.118-122. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112947503A (zh) * 2021-03-10 2021-06-11 中国人民解放军海军潜艇学院 一种水下滑翔机编队的协同控制方法
CN112947503B (zh) * 2021-03-10 2023-09-05 中国人民解放军海军潜艇学院 一种水下滑翔机编队的协同控制方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103587681A (zh) 抑制侧滑角信号常值偏差影响的高超声速飞行器控制方法
CN102411370A (zh) 控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法
CN112484955B (zh) 一种飞行器滚转控制的风洞仿真方法
CN110941285A (zh) 一种基于双ip核的无人机飞行控制系统
RU2335005C1 (ru) Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом
RU2335009C1 (ru) Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом
JP3436722B2 (ja) 制御装置
US2553597A (en) Aircraft automatic pilot
RU2344460C1 (ru) Способ продольного управления самолетом
RU2335008C1 (ru) Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом
Jin et al. L1 adaptive dynamic inversion controller for an X-wing tail-sitter MAV in hover flight
RU2335006C1 (ru) Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом
CN108181919B (zh) 一种基于卡尔曼滤波的小型运输器姿态控制方法
RU182886U1 (ru) Система угловой стабилизации
RU2374602C2 (ru) Способ формирования сигналов управления симметричной ракетой
CN111781938A (zh) 欠驱动水下航行器及其镇定方法与装置
RU2339989C1 (ru) Автомат продольного управления
JP3028888B2 (ja) オートパイロット装置
RU2290346C1 (ru) Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата
RU2379738C1 (ru) Система управления продольным движением самолета
RU76473U1 (ru) Система угловой стабилизации
RU186492U1 (ru) Система угловой стабилизации
US3550884A (en) Autopilot
RU2662576C1 (ru) Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку
RU2459744C1 (ru) Способ формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20090209