RU2335009C1 - Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом - Google Patents

Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом Download PDF

Info

Publication number
RU2335009C1
RU2335009C1 RU2007104893/28A RU2007104893A RU2335009C1 RU 2335009 C1 RU2335009 C1 RU 2335009C1 RU 2007104893/28 A RU2007104893/28 A RU 2007104893/28A RU 2007104893 A RU2007104893 A RU 2007104893A RU 2335009 C1 RU2335009 C1 RU 2335009C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
angular
angle
angular motion
pitch
Prior art date
Application number
RU2007104893/28A
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
Министерство образования и науки Российской Федерации Федеральное агентство по образованию Государственное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева (КГТУ-КАИ)
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 Министерство образования и науки Российской Федерации Федеральное агентство по образованию Государственное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева (КГТУ-КАИ) filed Critical Министерство образования и науки Российской Федерации Федеральное агентство по образованию Государственное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева (КГТУ-КАИ)
Priority to RU2007104893/28A priority Critical patent/RU2335009C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2335009C1 publication Critical patent/RU2335009C1/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. При этом предлагаемый способ обеспечивает 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. 8 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 ωx в соответствии с законом управления
δЭ=iγ(γ-γЗ)-μ(q)ωx,
где 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 (В.Н.Василинин. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов, М.: Военное издательство министерства обороны СССР - 1973, 199 с.) - [2, с.31], по которому измеряют угол φ и угловую скорость
Figure 00000002
, которые соответственно являются углом рыскания ψ и угловой скоростью рыскания
Figure 00000003
в канале рыскания, или углом крена γ и угловой скоростью крена
Figure 00000004
в канале крена, или углом тангажа ϑ и угловой скоростью тангажа
Figure 00000005
в канале тангаже, задают требуемое значение угла φЗ, соответственно ψЗ, или γЗ, или ϑЗ, а сигналы управления формируют в соответствии с законами управления
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
где δН, δЭ, δB - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, iψ,
Figure 00000009
iγ,
Figure 00000010
iϑ,
Figure 00000011
- 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 со статическим приводом, по которому измеряют угол φ и угловую скорость
Figure 00000012
, которые соответственно являются углом рыскания ψ и угловой скоростью рыскания
Figure 00000013
в канале рыскания, или углом крена γ и угловой скоростью крена
Figure 00000014
в канале крена, или углом тангажа ϑ и угловой скоростью тангажа
Figure 00000015
в канале тангажа, задают требуемое значение угла φЗ, соответственно ψЗ, или γЗ, или ϑЗ, а сигналы управления формируют в соответствии с законами управления
Figure 00000016
Figure 00000007
Figure 00000008
где δH, δЭ, δB - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, iψ,
Figure 00000017
, iγ,
Figure 00000018
, iϑ,
Figure 00000011
- коэффициенты пропорциональности, формируют дополнительные сигналы управления в каналах рыскания, крена и тангажа вида
Figure 00000019
где
Figure 00000020
,
Figure 00000021
- постоянные передаточные числа
Figure 00000022
Figure 00000023
в свою очередь
Figure 00000024
Figure 00000025
Figure 00000026
в которых
Figure 00000027
,
где T - постоянная времени фильтра, р - оператор Лапласа,
ix1, ix2, iqx, a11, а12, b1, а21, а22, b2 - постоянные коэффициенты,
φ,
Figure 00000028
, η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,
Figure 00000029
,
Figure 00000030
- сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя;
а результирующий сигнал управления формируют путем суммирования сигналов управления и соответствующих дополнительных сигналов управления.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1 - фиг.8.
Фиг.1 - блок-схема системы управления угловым движением летательного аппарата, реализующей предложенный способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим 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 центровки летательного аппарата.
Фиг.4 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата с блоком задания динамики углового движения при изменении центровки летательного аппарата.
Фиг.5 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения при изменении коэффициента подъемной силы.
Фиг.6 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата с блоком задания динамики углового движения при изменении коэффициента подъемной силы.
Фиг.7 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения при изменении эффективности рулевого органа.
Фиг.8 - графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением летательного аппарата с блоком задания динамики углового движения при изменении эффективности рулевого органа.
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 - первый суммирующий усилитель;
5 - привод рулевого органа с жесткой обратной связью;
6 - блок задания динамики углового движения.
Приняты следующие обозначения:
φ - угол на выходе датчика углового положения летательного аппарата;
Figure 00000031
- угловая скорость на выходе датчика угловой скорости;
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, которые соответственно являются датчиком угла рыскания ψ и датчиком угловой скорости рыскания
Figure 00000032
, или датчиком угла крена γ и датчиком угловой скорости крена
Figure 00000014
, или датчиком угла тангажа ϑ и датчиком угловой скорости тангажа
Figure 00000033
, задатчик требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, первый суммирующий усилитель 4, 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, а выход соединен с входом привода рулевого органа с жесткой обратной связью 5, а также блок задания динамики углового движения 6, входы которого соединены соответственно с выходами датчика углового положения летательного аппарата 1, датчика угловой скорости 2 и задатчика требуемого значения углового положения летательного аппарата 3, выход соединен четвертым входом первого суммирующего усилителя 4.
Блок задания динамики углового движения 6 содержит:
7 - фильтр;
8 - сумматор;
9 - третий суммирующий усилитель;
10 - вычислитель;
11 - интегратор с заданием начальных условий;
12 - третий интегратор;
13 - второй суммирующий усилитель;
14 - второй интегратор.
Приняты следующие обозначения:
Figure 00000034
- сигнал на первом выходе вычислителя 10;
Figure 00000035
- сигнал на втором выходе вычислителя 10;
φ* - сигнал на выходе интегратора с заданием начальных условий 11;
Figure 00000036
- сигнал на выходе второго интегратора 14;
η - сигнал на выходе третьего суммирующего усилителя 9.
Блок задания динамики углового движения 6 содержит вычислитель 10, первый и второй входы которого соответственно являются первым и вторым входами блока задания динамики углового движения 6, интегратор с заданием начальных условий 11, первый вход которого соединен с первым выходом вычислителя 10, вход начальных условий соединен с первым входом вычислителя 10, второй интегратор 14, вход которого соединен со вторым выходом вычислителя 10, сумматор 8, первый вход которого соединен с выходом интегратора с заданием начальных условий 11, второй инвертирующий вход соединен с выходом фильтра 7, вход которого является третьим входом блока задания динамики углового движения 6, третий интегратор 12, вход которого соединен с выходом сумматора 8, третий суммирующий усилитель 9, входы которого соединены соответственно с выходами сумматора 8, третьего интегратора 12 и второго интегратора 14, выход соединен с третьим входом вычислителя 10, второй суммирующий усилитель 13, первый и второй инвертирующие входы которого соединены с выходами интегратора с заданием начальных условий 11 и второго интегратора 14, третий и четвертый входы соединены с первым и вторым входами вычислителя 10, а выход является выходом блока задания динамики углового движения 6.
Работа системы происходит следующим образом. Сигнал с датчика углового положения летательного аппарата 1 поступает на первый вход первого суммирующего усилителя 4, на второй вход которого поступает сигнал с датчика угловой скорости 2. Сигнал требуемого углового положения летательного аппарата поступает с задатчика требуемого углового положения летательного аппарата 3 на третий инвертирующий вход первого суммирующего усилителя 4. На входы блока задания динамики углового движения летательного аппарата 6 поступают соответственно сигналы углового положения летательного аппарата, угловой скорости и требуемого значения углового положения.
В момент включения системы в режим стабилизации требуемого углового положения летательного аппарата для согласования выходных сигналов интегратора с заданием начальных условий 11 в блоке задания динамики углового движения 6 и датчика углового положения летательного аппарата 1 интегратор с заданием начальных условий 11 в блоке задания динамики углового движения 6 принимает выходной сигнал датчика углового положения летательного аппарата 1, который поступает на первый вход блока задания динамики углового движения 6, с которым соединен вход начальных условий интегратора с заданием начальных условий 11, в качестве начальных условий интегрирования. Вычислитель 10 работает в соответствии с системой уравнений
Figure 00000024
Figure 00000025
где а11, a12, b1, a21, а22, b2 - постоянные коэффициенты,
φ,
Figure 00000037
, η - сигналы соответственно на первом, втором и третьем входах вычислителя,
Figure 00000038
Figure 00000039
- сигналы соответственно на первом и втором выходах вычислителя.
С первого выхода вычислителя 10 сигнал поступает на первый вход интегратора с заданием начальных условий 11, который работает в соответствии с алгоритмом
Figure 00000040
где
Figure 00000041
- сигнал углового положения летательного аппарата в момент включения в работу системы управления угловым движением летательного аппарата на входе начальных условий,
Figure 00000042
- сигнал на первом входе.
Со второго выхода вычислителя 10 сигнал поступает на второй интегратор 14, работающий в соответствии с алгоритмом
Figure 00000043
Сигнал требуемого значения углового положения летательного аппарата, поступающий на третий вход блока задания динамики углового движения летательного аппарата 6, проходит через фильтр 7 с передаточной функцией вида
Figure 00000044
где Т - постоянная времени, р - оператор Лапласа,
и поступает на второй инвертирующий вход сумматора 8, на первый вход которого поступает сигнал с выхода интегратора с заданием начальных условий 11.
Введение фильтра 7 уменьшает перерегулирование по угловой координате при выходе ее на требуемое значение.
С выхода сумматора 8 сигнал поступает на вход третьего интегратора 12, на выходе которого формируется сигнал вида
Figure 00000045
. Введение третьего интегратора 12 позволяет устранить статическую ошибку управления угловым положением летательного аппарата при изменении центровки летательного аппарата в процессе полета.
На выходе третьего суммирующего усилителя 9 формируется сигнал вида
Figure 00000046
где
ix1, ix2, iqx - постоянные передаточные числа.
С выхода третьего суммирующего усилителя 9 сформированный сигнал η поступает на третий вход вычислителя 10.
Выходом блока задания динамики углового движения 6 является выход второго суммирующего усилителя 13. На выходе второго суммирующего усилителя 13 формируется дополнительный сигнал управления вида
Figure 00000047
где
Figure 00000048
Figure 00000049
- постоянные передаточные числа,
φ*,
Figure 00000050
,
Figure 00000051
, φ - сигналы соответственно на первом, втором, третьем и четвертом входах.
С выхода блока задания динамики углового движения 6 сформированный дополнительный сигнал управления поступает на четвертый вход первого суммирующего усилителя 4, выход которого соединен с приводом рулевого органа с жесткой обратной связью 5.
Дополнительный сигнал управления, сформированный в блоке задания динамики углового движения 6, позволяет обеспечить дополнительное отклонение рулевого органа, необходимое для компенсации изменения динамических параметров движения летательного аппарата, возникающих при изменении режима полета. Компенсация изменения 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 6 подтверждается фиг.3 - фиг.8. На фиг.3 - фиг.8 показаны графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления угловым движением при наличии (фиг.4, фиг.6, фиг.8) и отсутствии (фиг.3, фиг.5, фиг.7) блока задания динамики углового положения 6. 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 6 и с блоком задания динамики углового движения 6 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.3 видно, что смещение центра масс летательного аппарата в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 6 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.4 видно, что введение блока задания динамики углового движения 6 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при смещении центра масс летательного аппарата.
На фиг.5 и фиг.6 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 6 и с блоком задания динамики углового движения 6 при изменении коэффициента подъемной силы. Кривая переходного процесса 1 соответствует уменьшению коэффициента подъемной силы в два раза. Кривая переходного процесса 2 соответствует оптимальной настройке системы управления для расчетного значения коэффициента подъемной силы. Кривая переходного процесса 3 соответствует увеличению коэффициента подъемной силы в два раза.
Из фиг.5 видно, что изменение коэффициента подъемной силы в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 6 приводит к значительному изменению переходных процессов в угловом движении. При этом не выдерживаются требуемые показатели качества переходных процессов, соответствующие переходному процессу при расчетном значении коэффициента подъемной силы.
Из фиг.6 видно, что введение блока задания динамики углового движения 6 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при широком изменении коэффициента подъемной силы.
На фиг.7 и фиг.8 показаны соответственно графики переходных процессов летательного аппарата с системой управления без блока задания динамики углового движения 6 и с блоком задания динамики углового движения 6 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.7 видно, что изменение эффективности рулевого органа в системе управления угловым движением летательного аппарата без блока задания динамики углового движения 6 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.8 видно, что введение блока задания динамики углового движения 6 в систему управления угловым движением летательного аппарата обеспечивает близость переходных процессов к оптимальному при широком изменении эффективности рулевого органа.
Предлагаемый способ обеспечивает оптимальные показатели 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.

Claims (1)

  1. Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом, по которому измеряют угол φ и угловую скорость
    Figure 00000052
    , которые соответственно являются углом рыскания ψ и угловой скоростью рыскания
    Figure 00000053
    в канале рыскания, или углом крена γ и угловой скоростью крена
    Figure 00000054
    в канале крена, или углом тангажа ϑ и угловой скоростью тангажа
    Figure 00000055
    в канале тангажа, задают требуемое значение угла φЗ, соответственно ψЗ, YЗ или ϑЗ, а сигналы управления формируют в соответствии с законами управления
    Figure 00000056
    Figure 00000057
    Figure 00000058
    где δН, δЭ, δВ - угол отклонения рулевого органа, соответственно руля направления, элеронов, руля высоты, iψ,
    Figure 00000059
    , iγ,
    Figure 00000060
    , iϑ,
    Figure 00000061
    - коэффициенты пропорциональности, отличающийся тем, что формируют дополнительные сигналы управления в каналах рыскания, крена и тангажа вида
    Figure 00000062
    где
    Figure 00000063
    ,
    Figure 00000064
    - постоянные передаточные числа
    Figure 00000065
    Figure 00000066
    в свою очередь
    Figure 00000067
    Figure 00000068
    Figure 00000069
    в которых
    Figure 00000070
    ,
    где Т - постоянная времени фильтра, р - оператор Лапласа,
    ix1, ix2, iqx, а11, a12, b1, a21, а22, b2 - постоянные коэффициенты,
    а результирующий сигнал управления формируют путем суммирования сигналов управления и соответствующих дополнительных сигналов управления.
RU2007104893/28A 2007-02-08 2007-02-08 Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом RU2335009C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007104893/28A RU2335009C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007104893/28A RU2335009C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2335009C1 true RU2335009C1 (ru) 2008-09-27

Family

ID=39929095

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007104893/28A RU2335009C1 (ru) 2007-02-08 2007-02-08 Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2335009C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2631718C1 (ru) * 2016-09-16 2017-09-26 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Способ формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата и устройство для его осуществления

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Василинин В.Н. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов. - М.: Военное издательство министерства обороны СССР - 1973, с.31. 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. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2631718C1 (ru) * 2016-09-16 2017-09-26 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Способ формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата и устройство для его осуществления

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109782785B (zh) 基于直接力控制的飞机自动着舰控制方法
US9169002B2 (en) Method of managing a steering command for a steerable portion of aircraft landing gear
US10969796B2 (en) Autopilot nonlinear compensation
CN102411370A (zh) 控制沿地面滑行的飞机的偏航运动的方法
JP2002255098A (ja) 人工衛星のマヌーバ制御装置
RU2335009C1 (ru) Способ управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом
RU2569580C2 (ru) Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата и устройство для его осуществления
CN113419431B (zh) 一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法及系统
RU2335006C1 (ru) Система управления угловым движением летательного аппарата со статическим приводом
RU2335005C1 (ru) Способ управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом
RU2344460C1 (ru) Способ продольного управления самолетом
CN108181919B (zh) 一种基于卡尔曼滤波的小型运输器姿态控制方法
RU2339989C1 (ru) Автомат продольного управления
RU2402743C1 (ru) Способ и система наведения вращающейся ракеты
RU182886U1 (ru) Система угловой стабилизации
RU2335008C1 (ru) Система управления угловым движением летательного аппарата с интегрирующим приводом
RU2379738C1 (ru) Система управления продольным движением самолета
RU76473U1 (ru) Система угловой стабилизации
JP3028888B2 (ja) オートパイロット装置
RU2290346C1 (ru) Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата
JP5956468B2 (ja) 後方推進装置により飛行体を操縦する方法およびシステム
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
CN113741173B (zh) 一种用于实现电传直升机trc响应类型的控制方法
RU211357U1 (ru) Система боковой стабилизации

Legal Events

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

Effective date: 20090209