RU2335008C1 - Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом - Google Patents

Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом Download PDF

Info

Publication number
RU2335008C1
RU2335008C1 RU2007104895/28A RU2007104895A RU2335008C1 RU 2335008 C1 RU2335008 C1 RU 2335008C1 RU 2007104895/28 A RU2007104895/28 A RU 2007104895/28A RU 2007104895 A RU2007104895 A RU 2007104895A RU 2335008 C1 RU2335008 C1 RU 2335008C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
angular
aircraft
input
output
sensor
Prior art date
Application number
RU2007104895/28A
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 RU2007104895/28A priority Critical patent/RU2335008C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2335008C1 publication Critical patent/RU2335008C1/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 система управления угловым движением летательного аппарата содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата, датчик угловой скорости и датчик углового ускорения. При этом первый вход первого суммирующего усилителя соединен с датчиком углового положения летательного аппарата, второй вход соединен с датчиком угловой скорости, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, четвертый вход соединен с выходом датчика углового ускорения, а выход соединен со входом интегрирующего привода рулевого органа. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и может быть использовано для управления угловым движением летательных аппаратов.
Известна система 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 1-77) - [1, с.19], содержащая датчик угла крена γ, датчик угловой скорости относительно продольной оси ωx, датчик скоростного напора q, задатчик требуемого значения угла крена γЗ, суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с выходом датчика угла крена γ, второй инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения угла крена γЗ, вычислитель коэффициента пропорциональности μ(q), вход которого соединен с выходом датчика скоростного напора q, а выход - с первым входом блока умножения, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости относительно продольной оси ωx, а выход соединен с третьим входом суммирующего усилителя, выход которого является выходом системы управления угловым движением летательного аппарата.
Использование постоянных значений коэффициентов пропорциональности не позволяет получить оптимальные показатели переходных процессов в широком диапазоне изменений скоростей и высот и при изменении центровки летательного аппарата в процессе движения, поэтому в приведенной системе используется коррекция коэффициентов пропорциональности. Коррекция коэффициентов пропорциональности производится для получения одинаковых показателей переходных процессов по угловым координатам при изменениях значений динамических коэффициентов летательного аппарата при смене режима движения. Коррекция коэффициентов пропорциональности усложняет схему, уменьшает надежность работы системы управления, а в большом диапазоне изменений параметров движения может оказаться нереализуемой с достаточной точностью.
Известна система управления угловым движением летательного аппарата автопилота АП-15Т (Бортовые системы управления полетом. Под общей редакцией Ю.В.Байбородина. - М.: Транспорт, 1975. - 336 с.) - [2, с.254], реализованная согласно системе уравнений
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
где δН, δЭ, δВ - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты,
Figure 00000005
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
- коэффициенты пропорциональности,
которая содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата, датчик угловой скорости и датчик углового ускорения, которые соответственно являются датчиком угла рыскания ψ, датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси OY связанной системы координат ωy, датчиком углового ускорения относительно оси OY связанной системы координат
Figure 00000014
, или датчиком угла крена γ, датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат ωx, датчиком углового ускорения относительно оси ОХ связанной системы координат
Figure 00000015
, 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 00000016
, задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата, соответственно ψЗ, или γЗ или ϑЗ, первый суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с датчиком углового положения летательного аппарата, второй вход соединен с датчиком угловой скорости, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, четвертый вход соединен с выходом датчика углового ускорения, а выход соединен с входом интегрирующего привода рулевого органа.
Данная система 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, не требующее 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 в систему управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом, реализованную согласно системе уравнений
Figure 00000017
Figure 00000018
Figure 00000019
где δН, δЭ, δB - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты,
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025
Figure 00000026
Figure 00000027
Figure 00000028
- коэффициенты пропорциональности,
которая содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата, датчик угловой скорости и датчик углового ускорения, которые соответственно являются датчиком угла рыскания ψ, датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси OY связанной системы координат ωy, датчиком углового ускорения относительно оси OY связанной системы координат
Figure 00000029
, или датчиком угла крена γ, датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат ωx, датчиком углового ускорения относительно оси ОХ связанной системы координат
Figure 00000030
, 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 00000031
, задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата, соответственно ψЗ, или γЗ, или ϑЗ, первый суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с датчиком углового положения летательного аппарата, второй вход соединен с датчиком угловой скорости, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, четвертый вход соединен с выходом датчика углового ускорения, а выход соединен с входом интегрирующего привода рулевого органа, дополнительно введен блок задания динамики углового движения, входы которого соединены соответственно с выходами датчика углового положения летательного аппарата, датчика угловой скорости, датчика углового ускорения и задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, выход соединен с пятым входом первого суммирующего усилителя, содержащий вычислитель, первый и второй входы которого соответственно являются первым и вторым входами блока задания динамики углового движения, реализующий систему уравнений
Figure 00000032
Figure 00000033
где a11, a12, b1, а21, a22, b2 - постоянные коэффициенты,
φ,
Figure 00000034
, η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,
Figure 00000035
,
Figure 00000036
- сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя;
первый интегратор, вход которого соединен с первым выходом вычислителя, второй интегратор, вход которого соединен со вторым выходом вычислителя, сумматор, первый вход которого соединен с выходом первого интегратора, второй, инвертирующий, вход соединен с выходом фильтра с передаточной функцией
Figure 00000037
где Т - постоянная времени, р - оператор Лапласа,
вход которого является третьим входом блока задания динамики углового движения,
третий суммирующий усилитель, входы которого соединены соответственно с выходами сумматора, второго интегратора и вторым выходом вычислителя, третий интегратор, вход которого соединен с выходом третьего суммирующего усилителя, а выход с третьим входом вычислителя,
второй суммирующий усилитель, 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 вход соединен со вторым выходом вычислителя, шестой, инвертирующий, вход является четвертым входом блока задания динамики углового движения, а выход является выходом блока задания динамики углового движения.
Сущность изобретения поясняется фиг.1-6
Фиг.1 - блок-схема системы управления угловым движением летательного аппарата;
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, крена и тангажа, 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 00000038
- угловая скорость на выходе датчика угловой скорости 2;
Figure 00000039
- 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 ωy, датчиком углового ускорения относительно оси OY связанной системы координат
Figure 00000040
, или датчиком угла крена γ, датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат ωx, датчиком углового ускорения относительно оси ОХ связанной системы координат
Figure 00000041
, 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 00000042
, 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 00000043
- сигнал на первом выходе вычислителя 11;
Figure 00000044
- сигнал на втором выходе вычислителя 11;
φ* - сигнал на выходе первого интегратора 12;
Figure 00000045
- сигнал на выходе второго интегратора 15;
Figure 00000046
- 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 00000047
Figure 00000048
где а11, a12, b1, a21, а22, b2 - постоянные коэффициенты,
φ,
Figure 00000049
, η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,
Figure 00000035
,
Figure 00000050
- 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 00000051
Со второго выхода вычислителя 11 сигнал поступает на второй интегратор 15, работающий в соответствии с алгоритмом
Figure 00000052
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 00000053
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 00000054
где
ix1, ix2, ix3 - 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 00000055
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 00000056
где
Figure 00000057
,
Figure 00000058
,
Figure 00000059
- постоянные передаточные числа,
Figure 00000060
- 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 и 6) и отсутствии (фиг.3 и 5) блока задания динамики углового движения 7. В качестве летательного аппарата принят легкий самолет.
На фиг.3 и 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 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.
Предлагаемая система 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 (2)

1. Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом, реализованная согласно системе уравнений
Figure 00000061
Figure 00000062
Figure 00000063
где δH, δЭ, δВ - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты,
Figure 00000064
- коэффициенты пропорциональности, которая содержит каналы рыскания, крена и тангажа, каждый из которых содержит датчик углового положения летательного аппарата, датчик угловой скорости и датчик углового ускорения, 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 00000065
, или датчиком угла крена γ, датчиком угловой скорости вращения летательного аппарата относительно оси ОХ связанной системы координат ωх, датчиком угловою ускорения относительно оси ОХ связанной системы координат
Figure 00000066
, 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 00000067
, задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата, соответственно ψЗ, или γЗ, или ϑЗ, первый суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с датчиком углового положения летательного аппарата, второй вход соединен с датчиком угловой скорости, третий инвертирующий вход соединен с выходом задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, четвертый вход соединен с выходом датчика углового ускорения, а выход соединен с входом интегрирующего привода рулевого органа, отличающаяся тем, что дополнительно введен блок задания динамики углового движения, входы которого соединены соответственно с выходами датчика углового положения летательного аппарата, датчика угловой скорости, датчика углового ускорения и задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата, выход соединен с пятым входом первого суммирующего усилителя.
2. Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом по п.1, отличающаяся тем, что блок задания динамики углового движения содержит вычислитель, первый и второй входы которого соответственно являются первым и вторым входами блока задания динамики углового движения, реализующий систему уравнений
Figure 00000068
Figure 00000069
где а11, a12, b1, a21, а22, b2 - постоянные коэффициенты,
φ,
Figure 00000070
, η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,
Figure 00000071
Figure 00000072
- сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя; первый интегратор, первый вход которого соединен с первым выходом вычислителя, второй интегратор, вход которого соединен со вторым выходом вычислителя, сумматор, первый вход которого соединен с выходом первого интегратора, второй, инвертирующий, вход соединен с выходом фильтра с передаточной функцией
Figure 00000073
где Т - постоянная времени, р - оператор Лапласа, вход которого является третьим входом блока задания динамики углового движения, третий суммирующий усилитель, входы которого соединены соответственно с выходами сумматора, второго интегратора и вторым выходом вычислителя, третий интегратор, вход которого соединен с выходом третьего суммирующего усилителя, а выход с третьим входом вычислителя, второй суммирующий усилитель, первый и второй, инвертирующие, входы которого соединены с выходами первого интегратора и второго интегратора, третий и четвертый входы соединены с первым и вторым входами вычислителя, пятый вход соединен со вторым выходом вычислителя, шестой, инвертирующий, вход является четвертым входом блока задания динамики углового движения, а выход является выходом блока задания динамики углового движения.
RU2007104895/28A 2007-02-08 2007-02-08 Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом RU2335008C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007104895/28A RU2335008C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007104895/28A RU2335008C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2335008C1 true RU2335008C1 (ru) 2008-09-27

Family

ID=39929094

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007104895/28A RU2335008C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2335008C1 (ru)

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. *
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. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11305815B2 (en) Disturbance feedforward control in cascade regulation
US5274555A (en) Controlling apparatus of steering angle of rear wheels of four-wheel steering vehicle
CN102411370B (zh) 控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法
JP3859454B2 (ja) 人工衛星のマヌーバ制御装置
CN112484955B (zh) 一种飞行器滚转控制的风洞仿真方法
RU2310899C1 (ru) Способ формирования сигнала управления и стабилизации продольно-балансировочного движения летательного аппарата и устройство для его осуществления
RU2335008C1 (ru) Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом
RU2335005C1 (ru) Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом
RU2335006C1 (ru) Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом
RU2339989C1 (ru) Автомат продольного управления
RU2335009C1 (ru) Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом
RU2344460C1 (ru) Способ продольного управления самолетом
RU2290346C1 (ru) Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата
JP3028888B2 (ja) オートパイロット装置
JP2008213682A (ja) 船舶用自動操舵装置
JP3436722B2 (ja) 制御装置
CN111781938A (zh) 欠驱动水下航行器及其镇定方法与装置
CN108181919B (zh) 一种基于卡尔曼滤波的小型运输器姿态控制方法
RU76473U1 (ru) Система угловой стабилизации
RU2461041C1 (ru) Система управления углом тангажа летательного аппарата
RU2379738C1 (ru) Система управления продольным движением самолета
RU2459744C1 (ru) Способ формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления
RU2460113C1 (ru) Способ формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления
US10421536B2 (en) Method of controlling an electrical taxiing system
US20220397916A1 (en) Multivariable airspeed and flight path angle control of a co-axial rotary wing aircraft with a pusher-propeller

Legal Events

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

Effective date: 20090209