RU2369524C1 - Highly-maneuverable aircraft flight control system - Google Patents
Highly-maneuverable aircraft flight control system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2369524C1 RU2369524C1 RU2008107758/11A RU2008107758A RU2369524C1 RU 2369524 C1 RU2369524 C1 RU 2369524C1 RU 2008107758/11 A RU2008107758/11 A RU 2008107758/11A RU 2008107758 A RU2008107758 A RU 2008107758A RU 2369524 C1 RU2369524 C1 RU 2369524C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- adder
- output
- signal
- limiter
- Prior art date
Links
Landscapes
- Mechanical Control Devices (AREA)
Abstract
Description
Заявляемое изобретение относится к системам автоматического управления полетом самолета, в которых требования продольной устойчивости и управляемости самолета обеспечиваются благодаря использованию статических автоматов продольного управления (АПУ).The claimed invention relates to automatic flight control systems of an aircraft, in which the requirements of longitudinal stability and controllability of the aircraft are ensured by the use of static automatic controllers of longitudinal control (APU).
Известные системы описаны, например, в книгах: Михалев И.А. и др. Системы автоматического управления самолетом. Методы анализа и расчета. М., Машиностроение, 1971, с.142, 146-150; под ред. Федорова С.М. Автоматизированное управление самолетами и вертолетами. М., Транспорт, 1977, с.76-77.Known systems are described, for example, in the books: Mikhalev I.A. and other systems of automatic control of the aircraft. Methods of analysis and calculation. M., Mechanical Engineering, 1971, p.142, 146-150; under the editorship of Fedorova S.M. Automated control of airplanes and helicopters. M., Transport, 1977, p. 76-77.
К недостаткам известных систем автоматического управления, предусматривающих использование АПУ, следует отнести тот факт, что, применительно к высокоманевренному самолету типа МИГ-29КУБ, при выходе привода на предельные значения при определенной величине сигнала с датчика положения ручки, дальнейшее увеличение перемещения ручки и затем перемещение ее в противоположном направлении до момента, когда привод «сходит с упора», не приводит к изменению нормальной перегрузки. В данном диапазоне перемещения ручки управления летчиком самолет становится неуправляемым, что из условий безопасности полета недопустимо.The disadvantages of the known automatic control systems involving the use of APUs include the fact that, as applied to a highly maneuverable aircraft of the MIG-29KUB type, when the drive reaches the limit values with a certain signal from the handle position sensor, it further increases the handle movement and then moves it in the opposite direction until the drive “comes off the stop” does not change the normal overload. In this range of movement of the pilot control knob, the aircraft becomes uncontrollable, which is unacceptable from flight safety conditions.
Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой является система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, предусматривающая использование статического АПУ, описанная в книге Оболенского Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. М., филиал Воениздат, 2007, с.254.Closest to the technical nature of the claimed is a system of automatic flight control of a highly maneuverable aircraft, involving the use of static AAP, described in the book Obolensky Yu.G. Flight control of maneuverable aircraft. M., branch of Military Publishing, 2007, p. 254.
Однако данной системе присущи недостатки, описанные выше, не позволяющие обеспечить требуемые характеристики устойчивости и управляемости в продольном движении самолета.However, this system has the disadvantages described above, which do not allow to provide the required stability and controllability characteristics in the longitudinal movement of the aircraft.
Целью настоящего изобретения является обеспечение требуемых характеристик управляемости самолета путем динамического ограничения управляющего сигнала и ликвидации «свободного хода» ручки управления летчика и повышения тем самым безопасности полета.The aim of the present invention is to provide the required characteristics of the controllability of the aircraft by dynamically limiting the control signal and eliminating the "free wheeling" of the pilot's control handle and thereby increasing flight safety.
Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, содержащую ручку управления летчика с датчиком положения ручки управления, последовательно соединенные блок формирования коэффициента усиления по сигналу ручки управления, префильтр, первый сумматор, второй сумматор, привод и аэродинамический руль, интегральный блок датчиков, первый выход которого по сигналу нормальной перегрузки подключен ко второму входу первого сумматора, второй выход по сигналу угловой скорости тангажа через изодромный фильтр подключен ко второму входу второго сумматора, дополнительно введены нелинейный элемент с ограничением и зоной нечувствительности, третий сумматор, первый ограничитель, последовательно соединенные первый коммутатор, блок деления, первое запоминающее устройство, четвертый сумматор, второй коммутатор, блок умножения, первое устройство сравнения, второе запоминающее устройство, второй ограничитель, пятый сумматор и второе устройство сравнения, последовательно соединенные блок производной, нелинейный элемент с зоной нечувствительности и устройство определения знака и последовательно соединенные третье устройство сравнения, третий коммутатор и апериодический фильтр, причем выход датчика положения ручки управления подключен к первому входу третьего сумматора и к входу первого ограничителя, второй вход третьего сумматора соединен с выходом пятого сумматора, а выход через блок формирования коэффициента усиления по сигналу ручки управления подключен ко второму входу блока деления, выход первого ограничителя подключен к входу блока производной и ко второму входу четвертого сумматора, вход нелинейного элемента с ограничением и зоной нечувствительности соединен с выходом первого сумматора, а выход нелинейного элемента с ограничением и зоной нечувствительности подключен ко второму входу префильтра, выход которого соединен с первым входом первого коммутатора, и ко вторым входам первого, второго и третьего коммутаторов и апериодического фильтра, третий вход второго коммутатора соединен с выходом третьего устройства сравнения, а выход подключен к входу третьего устройства сравнения и ко второму входу второго запоминающего устройства, к третьему входу которого подключен выход второго устройства сравнения, соединенный с третьим входом апериодического фильтра, выход которого подключен ко второму входу пятого сумматора, третий вход третьего коммутатора соединен с выходом второго ограничителя, а второй вход блока умножения соединен с выходом устройства определения знака.This goal is achieved due to the fact that in the automatic flight control system of a highly maneuverable aircraft, comprising a pilot control knob with a control stick position sensor, a gain generating unit based on a control knob signal, a prefilter, a first adder, a second adder, a drive and an aerodynamic steering wheel are connected in series an integrated sensor unit, the first output of which is connected to the second input of the first adder by the signal of normal overload, the second output by the signal of the angular velocity The pitch through an isodromic filter is connected to the second input of the second adder, a nonlinear element with a restriction and a dead zone, a third adder, a first limiter, a first switch, a division unit, a first storage device, a fourth adder, a second switch, a multiplication unit, and a first one are additionally introduced a comparison device, a second storage device, a second limiter, a fifth adder and a second comparison device, connected in series with the derivative block, are non-linear an element with a dead zone and a sign detection device and a third comparison device, a third switch and an aperiodic filter, connected in series, the output of the control handle position sensor being connected to the first input of the third adder and to the input of the first limiter, the second input of the third adder connected to the output of the fifth adder, and the output through the gain generating unit by the control knob signal is connected to the second input of the division unit, the output of the first limiter is connected to the input of the unit derivative and to the second input of the fourth adder, the input of a nonlinear element with a limit and a dead zone is connected to the output of the first adder, and the output of a nonlinear element with a limit and a dead zone is connected to the second input of the prefilter, the output of which is connected to the first input of the first switch, and to the second inputs the first, second and third switches and an aperiodic filter, the third input of the second switch is connected to the output of the third comparison device, and the output is connected to the input of the third device of comparison and to the second input of the second storage device, to the third input of which the output of the second comparison device is connected, connected to the third input of the aperiodic filter, the output of which is connected to the second input of the fifth adder, the third input of the third switch is connected to the output of the second limiter, and the second input of the block multiplication is connected to the output of the device determining the sign.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена функциональная схема заявляемой системы автоматического управления полетом высокоманевренного самолета.The invention is illustrated in the drawing, which shows a functional diagram of the inventive system of automatic flight control highly maneuverable aircraft.
Система содержит ручку 1 управления летчика, датчик 2 положения ручки управления, блок 3 формирования коэффициента Кш усиления по сигналу ручки управления, префильтр 4, первый сумматор 5, второй сумматор 6, привод 7, аэродинамический руль 8, интегральный блок 9 датчиков, изодромный фильтр 10, нелинейный элемент 11 с ограничением и зоной нечувствительности, третий сумматор 12, первый ограничитель 13, первый коммутатор 14, блок 15 деления, первое запоминающее устройство 16, четвертый сумматор 17, второй коммутатор 18, блок 19 умножения, первое устройство 20 сравнения, второе запоминающее устройство 21, второй ограничитель 22, пятый сумматор 23, второе устройство 24 сравнения, блок 25 производной, нелинейный элемент 26 с зоной нечувствительности, устройство 27 определения знака, третье устройство 28 сравнения, третий коммутатор 29 и апериодический фильтр 30.The system comprises a pilot control knob 1, a control knob position sensor 2, a gain Ksh coefficient generating unit 3 based on a control knob signal, a prefilter 4, a first adder 5, a second adder 6, a drive 7, an aerodynamic steering wheel 8, an integral sensor unit 9, an isodromic filter 10 , non-linear element 11 with a limit and deadband, third adder 12, first limiter 13, first switch 14, division unit 15, first storage device 16, fourth adder 17, second switch 18, multiplication unit 19, first device 20 s avneniya, second memory 21, a second limiter 22, the fifth adder 23, the second comparison unit 24, the derivative block 25, the nonlinear element 26 with a dead zone, the character determining unit 27, a third comparison unit 28, the third switch 29 and an aperiodic filter 30.
При автоматическом управлении самолетом летчик, отклоняя ручку 1 управления, формирует с помощью датчика 2 положения ручки управляющий сигнал, который через сумматор 12 и блок 3 формирования коэффициента Кш поступает на префильтр 4, где осуществляется фильтрация данного сигнала и ограничение скорости его изменения. Сигнал φпреф с выхода префильтра 4 через сумматоры 5 и 6 подают на привод 7, с помощью которого отклоняют аэродинамический руль 8, что приводит к изменению параметров движения самолета. Данные параметры, например, нормальная перегрузка, угловая скорость тангажа определяются с помощью интегрального блока 9 датчиков. Сигнал nу нормальной перегрузки с первого выхода интегрального блока 9 датчиков поступает на второй вход сумматора 5, а сигнал ωz угловой скорости тангажа со второго выхода интегрального блока 9 датчиков через изодромный фильтр 10 поступает на второй вход сумматора 6. Данные сигналы nу и ωz предназначены для обеспечения требуемых характеристик устойчивости и управляемости. Однако при определенном уровне управляющего сигнала на ряде режимов полета привод 7 выходит на предельные значения, и система размыкается по сигналам обратных связей. В этом случае в системе применительно к самолету МИГ-29КУБ возникают колебания по нормальной перегрузке, что приводит к неудовлетворительным характеристикам устойчивости и управляемости. Кроме того, при выходе привода 7 на предельные значения возникает «свободный ход» ручки 1 управления летчика, то есть при ее отклонении свыше некоторого значения не происходит изменение нормальной перегрузки, что с точки зрения безопасности полета неприемлемо. Для ликвидации колебаний в системе сигнал с выхода сумматора 5 подают через нелинейный элемент 11 с ограничением и зоной нечувствительности на второй вход префильтра 4, на интегральном устройстве которого выставляют начальные условия, ограничивающие величину сигнала сумматора 5. За счет этого ограничения демпфирующий сигнал угловой скорости тангажа, пропущенный через изодромный фильтр 10, обеспечивает требуемое демпфирование в системе, и колебания ликвидируются.During automatic control of the aircraft, the pilot, deflecting the control knob 1, generates a control signal using the handle position sensor 2, which, through the adder 12 and the coefficient Ksh generating unit 3, is fed to the prefilter 4, where this signal is filtered and its rate of change is limited. The signal φ pref from the output of the prefilter 4 through the adders 5 and 6 is fed to the drive 7, with the help of which the aerodynamic steering wheel 8 is deflected, which leads to a change in the parameters of the aircraft’s movement. These parameters, for example, normal overload, pitch angular velocity are determined using an integral sensor unit 9. The signal n at normal overload from the first output of the integral unit 9 of the sensors is supplied to the second input of the adder 5, and the signal ω z of the angular velocity of the pitch from the second output of the integral unit 9 of the sensors through the isodromic filter 10 is fed to the second input of the adder 6. These signals n y and ω z are designed to provide the required stability and handling characteristics. However, at a certain level of the control signal in a number of flight modes, the actuator 7 reaches its limit values, and the system opens according to feedback signals. In this case, fluctuations in the normal overload occur in the system as applied to the MIG-29KUB aircraft, which leads to unsatisfactory stability and controllability characteristics. In addition, when the actuator 7 reaches its limit values, a “free run” of the pilot control handle 1 occurs, that is, when it deviates above a certain value, the normal overload does not change, which is unacceptable from the point of view of flight safety. To eliminate fluctuations in the system, the signal from the output of the adder 5 is fed through a nonlinear element 11 with a restriction and a dead zone to the second input of the prefilter 4, on the integral device of which the initial conditions are set, limiting the signal value of the adder 5. Due to this limitation, the damping signal of the pitch angular velocity passed through the isodromic filter 10, provides the required damping in the system, and vibrations are eliminated.
Ранее отмечалось, что при выходе привода 7 на предельные значения в системе возникает «свободный ход» по перемещению ручки 1 управления летчика, для ликвидации которого в системе вычисляют значение сигнала датчика 2 положения ручки, соответствующего перемещению привода 7 до предельных значений. Для этого используют последовательно соединенные коммутатор 14, на первый вход которого подают сигнал φпреф с выхода префильтра 4, а на второй вход подают сигнал с нелинейного элемента 11 с ограничением и зоной нечувствительности, фиксирующего момент выхода привода 7 на предельные значения (разовая команда РК1), блок 15 деления, на второй вход которого подают сигнал с блока 3 формирования коэффициента Кш, и запоминающее устройство 16. Сигнал с выхода запоминающего устройства 16, соответствующий запомненному значению сигнала датчика 2 положения ручки 1 управления в момент выхода привода 7 на предельные значения It was previously noted that when the actuator 7 reaches its limit values, a “free run” occurs in the system to move the pilot control handle 1, to eliminate which the signal of the handle position sensor 2 corresponding to the actuator 7's movement to the limit values is calculated in the system. To do this, use a series-connected switch 14, to the first input of which the signal φ pref is supplied from the output of the prefilter 4, and the second input is supplied with a signal from a non-linear element 11 with a limitation and a dead zone, fixing the moment of the output of the actuator 7 to the limit values (single command PK1) , a division unit 15, to the second input of which a signal is supplied from the Ksh coefficient generating unit 3, and a storage device 16. A signal from the output of the storage device 16 corresponding to the stored value of the signal of the position sensor 2 control knobs 1 at the moment the actuator 7 reaches the limit values
Хрпр=φпреф/Кш, подается на первый вход сумматора 17, на второй вход которого подается сигнал датчика 2 положения ручки управления, пропущенный через ограничитель 13, который необходим для исключения дополнительного перемещения ручки 1 управления при пересиливании (в частности, на самолете МИГ-29КУБ дополнительное перемещение составляет 20 мм при Р=26 кг). Таким образом, на выходе сумматора 17 формируется сигнал разности между текущим значением сигнала датчика 2 положения ручки управления и запомненным значением сигнала в момент выхода привода 7 на предельные значения. Этот сигнал через коммутатор 18, на второй вход которого подается сигнал с нелинейного элемента 11 с ограничением и зоной нечувствительности, при разовой команде РК1 поступает на первый вход блока 19 умножения. На второй вход блока 19 умножения поступает сигнал, сформированный последовательно соединенными блоком 25 производной, на вход которого подают сигнал с ограничителя 13, нелинейным элементом 26 с зоной нечувствительности, величина которой выбирается из условия исключения малых значений производной перемещения ручки 1, обусловленных высокочастотной тряской ручки в процессе управления, и устройством 27 определения знака. При этом если величина сигнала произведения, полученного в результате умножения сигнала разности между текущим значением сигнала датчика положения ручки управления и запомненным значением сигнала в момент выхода привода на предельные значения на сигнал, соответствующий знаку производной перемещения ручки, и поступающего на вход устройства 20 сравнения, меньше нулевого значения, то, следовательно, летчик изменил направление перемещения ручки 1 управления. Сигнал о смене направления перемещения ручки 1 поступает на запоминающее устройство 21, на второй вход которого поступает сигнал с выхода коммутатора 18. Запомненный сигнал через ограничитель 22, ограничивающий сигнал из условия безопасности полета, и через сумматор 23 подают в качестве компенсационного сигнала «свободного хода» ручки 1 на вход сумматора 12. Таким образом, при управляющем воздействии от ручки 1 управления при изменении направления ее перемещения (при подаче компенсационного сигнала) исчезает «свободный ход» ручки. Теперь необходимо определить момент для исключения компенсационного сигнала из управления. Для этого сигнал с выхода коммутатора 18 подают на устройство 28 сравнения и, при величине рассогласования между текущим значением сигнала с датчика 2 положения ручки управления и запомненным в запоминающем устройстве 16, близкой к нулю, формируют в устройстве 28 сравнения разовую команду РК2, поступающую на первый вход коммутатора 29 и подключающую выход ограничителя 22 к первому входу апериодического фильтра 30, сигнал с выхода которого подается на второй вход сумматора 23 со знаком «минус». В результате происходит списание по экспоненциальному закону компенсационного сигнала. Кроме того, при срабатывании устройства 28 сравнения сигнал разовой команды РК2 поступает на третий вход коммутатора 18 и отключает сигнал, поступающий на первый вход множительного устройства 19. Сигнал с выхода сумматора 23 подают на вход устройства 24 сравнения и, при значении сигнала, близком к нулю, формируют разовую команду РКЗ, обнуляющую сигнал на выходе запоминающего устройства 21 (если РК3=1, то УЗ2=0) и выставляющую начальные условия на выходе апериодического фильтра 30 (если РК3=1, то НУ=0). Кроме того, при разовой команде РК1, поступающей с нелинейного элемента 11 с ограничением и зоной нечувствительности, на выходе апериодического фильтра 30 также выставляются нулевые начальные условия (если РК1=1, то НУ=0).X RPR = φ pref / Ksh, is fed to the first input of the adder 17, to the second input of which a signal from the sensor 2 for the position of the control handle is passed through the limiter 13, which is necessary to prevent additional movement of the control handle 1 during overpowering (in particular, on the MIG plane -29KUB additional movement is 20 mm at P = 26 kg). Thus, at the output of the adder 17, a difference signal is generated between the current value of the signal of the sensor 2 of the position of the control handle and the stored value of the signal at the time the actuator 7 reaches the limit values. This signal through a switch 18, to the second input of which a signal is supplied from a nonlinear element 11 with a limitation and a dead zone, with a one-time command PK1 is supplied to the first input of the multiplication block 19. The second input of the multiplication unit 19 receives a signal generated by the derivative block 25 connected in series, to the input of which a signal is supplied from the limiter 13, by a nonlinear element 26 with a dead zone, the value of which is selected from the condition for excluding small values of the derivative of the displacement of the handle 1 due to high-frequency shaking of the handle in the control process, and the device 27 determine the sign. Moreover, if the magnitude of the signal of the product obtained by multiplying the difference signal between the current value of the signal from the position sensor of the control handle and the stored value of the signal at the time of the drive output by the limit values by the signal corresponding to the sign of the derivative of the movement of the handle and input to the comparison device 20 is less zero value, then, therefore, the pilot changed the direction of movement of the control knob 1. The signal about changing the direction of movement of the handle 1 is supplied to the storage device 21, the second input of which receives a signal from the output of the switch 18. The stored signal through the limiter 22, limiting the signal from the safety condition of flight, and through the adder 23 serves as a compensation signal "free run" the handle 1 to the input of the adder 12. Thus, with a control action from the control handle 1, when the direction of its movement changes (when a compensation signal is applied), the handle “free travel” disappears. Now you need to determine the moment to exclude the compensation signal from the control. To do this, the signal from the output of the switch 18 is fed to a comparison device 28 and, with a mismatch between the current value of the signal from the control stick position sensor 2 and stored in the memory 16 close to zero, a one-time PK2 command is generated in the comparison device 28 and sent to the first the input of the switch 29 and the connecting output of the limiter 22 to the first input of the aperiodic filter 30, the output signal of which is fed to the second input of the adder 23 with a minus sign. As a result, the compensation signal is written off according to the exponential law. In addition, when the comparison device 28 is triggered, the signal of a single command PK2 is supplied to the third input of the switch 18 and turns off the signal supplied to the first input of the multiplying device 19. The signal from the output of the adder 23 is fed to the input of the comparison device 24 and, when the signal value is close to zero form a one-time RKZ command, resetting the signal at the output of the storage device 21 (if RK3 = 1, then UZ2 = 0) and setting the initial conditions at the output of the aperiodic filter 30 (if RK3 = 1, then NU = 0). In addition, with a single command PK1, coming from a nonlinear element 11 with a restriction and a deadband, the output of the aperiodic filter 30 also sets zero initial conditions (if PK1 = 1, then NU = 0).
Для реализации заявленной системы автоматического управления полетом высокоманевренного самолета не требуется специального оборудования. Система может быть реализована с использованием бортовой вычислительной машины и интегрального блока датчиков, например ИБД-51.For the implementation of the claimed system of automatic flight control highly maneuverable aircraft does not require special equipment. The system can be implemented using an on-board computer and an integrated sensor unit, for example, IBD-51.
Как показали результаты моделирования комплексной системы управления КСУ-941, при использовании данной системы автоматического управления полетом высокоманевренного самолета предоставляется возможность при перемещении привода до максимальных значений ликвидировать колебания в системе и «свободный ход» ручки управления летчика, тем самым улучшить характеристики устойчивости и управляемости системы и повысить безопасность полета.As shown by the results of modeling the integrated control system KSU-941, when using this automatic flight control system of a highly maneuverable aircraft, it is possible to eliminate fluctuations in the system and the “free travel” of the pilot’s control handle when moving the drive to maximum values, thereby improving the stability and controllability of the system and improve flight safety.
Таким образом, предлагаемая система реализуема и применима, в частности, для высокоманевренного самолета типа МИГ-29КУБ.Thus, the proposed system is feasible and applicable, in particular, for a highly maneuverable aircraft type MIG-29KUB.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008107758/11A RU2369524C1 (en) | 2008-03-03 | 2008-03-03 | Highly-maneuverable aircraft flight control system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008107758/11A RU2369524C1 (en) | 2008-03-03 | 2008-03-03 | Highly-maneuverable aircraft flight control system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2369524C1 true RU2369524C1 (en) | 2009-10-10 |
Family
ID=41260879
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008107758/11A RU2369524C1 (en) | 2008-03-03 | 2008-03-03 | Highly-maneuverable aircraft flight control system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2369524C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2734153C1 (en) * | 2019-06-28 | 2020-10-13 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Non-linear correcting device for automatic control systems |
-
2008
- 2008-03-03 RU RU2008107758/11A patent/RU2369524C1/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2734153C1 (en) * | 2019-06-28 | 2020-10-13 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Non-linear correcting device for automatic control systems |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2335007C1 (en) | Electric system of flight control that controls aircraft elevators | |
| Fankem et al. | A new model to compute the desired steering torque for steer-by-wire vehicles and driving simulators | |
| Kuperman et al. | UDE-based linear robust control for a class of nonlinear systems with application to wing rock motion stabilization | |
| JP5594996B2 (en) | Aircraft control system | |
| JP5791460B2 (en) | Aircraft and aircraft control method | |
| Yamasaki et al. | Sliding mode-based intercept guidance with uncertainty and disturbance compensation | |
| Seong et al. | The stabilization loop design for a two-axis gimbal system using LQG/LTR controller | |
| Liu et al. | Integrated guidance and control with input saturation and disturbance observer | |
| US6526338B2 (en) | Electrical fly-by-wire system for operating an aircraft rudder | |
| RU2369524C1 (en) | Highly-maneuverable aircraft flight control system | |
| EP3244280A1 (en) | Flexible command model for aircraft control | |
| RU2387578C1 (en) | System for automatic control of highly-maneuverable aircraft flight | |
| RU2372250C1 (en) | Method of automatic control of highly-maneuverable aircraft | |
| CN104281149A (en) | Method and device for displaying in real time a pitch instruction on an aircraft during manual piloting | |
| RU2385823C1 (en) | Automatic flight control method of high-performance aircraft | |
| RU2460113C1 (en) | Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method | |
| SE508672C2 (en) | Device and method for controlling thrust in a mechanical steering system for an aircraft | |
| CN109976371A (en) | The suppressing method, device and equipment of posture limit cycle when aircraft cruise section | |
| US8095252B2 (en) | Piloting method and device avoiding the pilot induced oscillations | |
| RU2380279C1 (en) | High-maneuverability aircraft automatic control system | |
| RU2459230C2 (en) | Automatic flight control system for highly-manoeuvrable aircraft | |
| RU2383466C1 (en) | Highly-maneuverable aircraft cross-range maneuvering automatic control system | |
| Zaitceva | Nonlinear Oscillations Prevention in Unmanned Aerial Vehicle. | |
| RU2339989C1 (en) | Longitudinal control automatic machine | |
| RU2385263C1 (en) | Method to automatically control helicopter angular position |