RU2379738C1 - Система управления продольным движением самолета - Google Patents

Система управления продольным движением самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2379738C1
RU2379738C1 RU2008135175/28A RU2008135175A RU2379738C1 RU 2379738 C1 RU2379738 C1 RU 2379738C1 RU 2008135175/28 A RU2008135175/28 A RU 2008135175/28A RU 2008135175 A RU2008135175 A RU 2008135175A RU 2379738 C1 RU2379738 C1 RU 2379738C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
pitch angle
aircraft
height
Prior art date
Application number
RU2008135175/28A
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Владиславович Гомзин (RU)
Александр Владиславович Гомзин
Леонид Георгиевич Романенко (RU)
Леонид Георгиевич Романенко
Сергей Валентинович Зайцев (RU)
Сергей Валентинович Зайцев
Гульназ Гарифяновна Самарова (RU)
Гульназ Гарифяновна Самарова
Original Assignee
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Открытое акционерное общество "Опытно-конструкторское бюро "Сокол"
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 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева, Открытое акционерное общество "Опытно-конструкторское бюро "Сокол" filed Critical Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева
Priority to RU2008135175/28A priority Critical patent/RU2379738C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2379738C1 publication Critical patent/RU2379738C1/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 продольным движением летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата система управления продольным движением самолета содержит датчик угловой скорости относительно поперечной оси самолета, гировертикаль, блок вычисления модуля, суммирующие усилители, блок формирования заданного значения угла тангажа, датчик высоты, задатчик высоты, блок формирования заданного значения угла тангажа и др. При этом система управления продольным движением самолета обеспечивает оптимальные показатели переходных процессов самолета по высоте во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета. Эффективность предлагаемой системы, реализованной в пилотажно-навигационном комплексе, подтверждена в ходе летных испытаний воздушной мишени, созданной в ОАО «ОКБ «СОКОЛ». 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к системам автоматического регулирования полета и может быть использовано для управления продольным движением летательных аппаратов.
Известна система управления продольным движением самолета (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.20], реализующая закон управления стабилизатором вида
Figure 00000001
где
Figure 00000002
,
T13, T11 - постоянные времени фильтров, p - оператор Лапласа, iϑ, iα, iH, iny - постоянные коэффициенты пропорциональности; µZ(q), µZ1(q) - коэффициенты пропорциональности, изменяющиеся в зависимости от скоростного напора q; ΔH=H-HЗ,
содержащая датчик нормальной перегрузки ny, датчик угловой скорости относительно поперечной оси ωZ, датчик угла атаки α, датчик угла тангажа ϑ, датчик текущего значения высоты H, датчик скоростного напора q и задатчик требуемого значения высоты HЗ, а также фильтры и блоки вычисления коэффициентов пропорциональности.
Недостатком данной системы является невозможность получения одинаковых показателей переходных процессов по высоте в широком диапазоне изменений скоростей и высот в зависимости от режима полета летательного аппарата ввиду коррекции только лишь сигнала по угловой скорости относительно поперечной оси.
Известна система управления продольным движением самолета (Бортовые системы управления полетом. Под ред. Ю.В.Байбородина - М.: Транспорт, 1975) - [2], реализующая закон управления вида
Figure 00000003
,
где
ϑЗ - заданное значение угла тангажа
Figure 00000004
ϑ - текущее значение угла тангажа;
Figure 00000005
- модуль текущего значения угла крена;
ωZ - угловая скорость относительно поперечной оси летательного аппарата;
ΔH=H-HЗ;
H - текущее значение высоты полета;
HЗ - заданное значение высоты полета;
Figure 00000006
- текущее значение вертикальной скорости;
Figure 00000007
,
Figure 00000008
,
Figure 00000009
,
Figure 00000010
,
Figure 00000011
,
Figure 00000012
- передаточные коэффициенты по тангажу, по углу крена в канале тангажа, угловой скорости относительно поперечной оси, высоте, вертикальной скорости и интегралу по высоте соответственно,
содержащая датчик угловой скорости относительно поперечной оси самолета, выход которого соединен с первым входом первого суммирующего усилителя, гировертикаль, первый выход которой через блок вычисления модуля соединен со вторым входом первого суммирующего усилителя, а второй выход соединен с первым входом первого сумматора, второй, инвертирующий, вход которого соединен с выходом блока формирования заданного значения угла тангажа, выход первого сумматора соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя, датчик высоты соединен с первым входом второго сумматора, второй, инвертирующий, вход которого соединен с выходом задатчика высоты, выход которого соединен с первым входом блока формирования заданного значения угла тангажа, второй вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости, выходом системы управления продольным движением самолета является выход привода руля высоты, вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя.
Данная система не позволяет получить оптимальные показатели переходных процессов по высоте в широком диапазоне изменений скоростей и высот полета вследствие использования постоянных значений передаточных коэффициентов. Неизменная настройка значений передаточных коэффициентов позволяет обеспечить оптимальные показатели переходных процессов самолета лишь в узком диапазоне скоростей и высот полета, что неприемлемо для современных многорежимных летательных аппаратов.
Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является обеспечение оптимальных показателей переходных процессов самолета по высоте во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета.
Технический результат достигается тем, что в систему управления продольным движением самолета, реализующую закон управления вида
Figure 00000003
,
где
ϑЗ - заданное значение угла тангажа
Figure 00000004
ϑ - текущее значение угла тангажа;
Figure 00000005
- модуль текущего значения угла крена;
ωZ - угловая скорость относительно поперечной оси летательного аппарата;
ΔH=H-HЗ;
H - текущее значение высоты полета;
HЗ - заданное значение высоты полета;
Figure 00000006
- текущее значение вертикальной скорости;
Figure 00000007
,
Figure 00000008
,
Figure 00000009
,
Figure 00000010
,
Figure 00000011
,
Figure 00000012
- передаточные коэффициенты по тангажу, по углу крена в канале тангажа, угловой скорости относительно поперечной оси, высоте, вертикальной скорости и интегралу по высоте соответственно,
содержащую датчик угловой скорости относительно поперечной оси самолета, выход которого соединен с первым входом первого суммирующего усилителя, гировертикаль, первый выход которой через блок вычисления модуля соединен со вторым входом первого суммирующего усилителя, а второй выход соединен с первым входом первого сумматора, второй, инвертирующий, вход которого соединен с выходом блока формирования заданного значения угла тангажа, выход первого сумматора соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя, датчик высоты соединен с первым входом второго сумматора, второй, инвертирующий, вход которого соединен с выходом задатчика высоты, выход которого соединен с первым входом блока формирования заданного значения угла тангажа, второй вход которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости, выходом системы управления продольным движением самолета является выход привода руля высоты, вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя,
дополнительно введены датчик скоростного напора и датчик истинной воздушной скорости, выходы которых соединены соответственно с третьим и четвертым входами блока формирования заданного значения угла тангажа, а блок формирования заданного значения угла тангажа содержит интегратор, вход которого, соединенный с первым входом первого блока умножения, является первым входом блока формирования заданного значения угла тангажа, третий блок умножения, второй вход которого является вторым входом блока формирования заданного значения угла тангажа, а выход соединен с третьим входом третьего сумматора, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого блока умножения и второго блока умножения, вычислитель, формирующий в процессе полета передаточные коэффициенты по высоте, вертикальной скорости и интегралу по высоте, обеспечивающие оптимальные переходные процессы самолета по высоте на различных режимах полета в соответствии с минимумом интегрально-квадратичного критерия качества
Figure 00000013
где τ1, τ2 - весовые коэффициенты, задающие требуемый вид и длительность переходного процесса по высоте,
в соответствии с алгоритмом
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
где
Figure 00000017
m - масса самолета;
q - значение скоростного напора;
V - значение истинной воздушной скорости;
S - площадь крыла самолета;
Figure 00000018
- производная по углу атаки от коэффициента подъемной силы;
a1, a2, a3 - коэффициенты характеристического полинома передаточной функции замкнутой системы по высоте при заданном значении высоты полета HЗ, для случая переходного процесса по высоте с перерегулированием, не превышающим пяти процентов от заданного значения высоты полета НЗ, вычисляются в соответствии с алгоритмом
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
;
Figure 00000024
;
Figure 00000025
,
Δ - положительная константа, назначаемая по соображения конструктивности передаточных чисел;
tp - желаемое время регулирования самолета по высоте,
первый и второй входы которого являются соответственно третьим и четвертым входами блока формирования заданного значения угла тангажа, а первой и второй выходы соединены соответственно с вторыми входами первого блока умножения и второго блока умножения, третий выход вычислителя соединен с первым входом третьего блока умножения, выход интегратора соединен с первым входом второго блока умножения, выходом блока формирования заданного значения угла тангажа является выход третьего сумматора.
Сущность изобретения поясняется на фиг.1-2.
Фиг.1 - блок-схема системы управления полетом самолета, реализующей предложенный способ управления полетом самолета.
Фиг.2 - блок-схема блока формирования заданного значения угла тангажа.
Система управления полетом самолета содержит
1 - датчик угловой скорости относительно поперечной оси самолета;
2 - гировертикаль;
3 - блок вычисления модуля;
4 - первый сумматор;
5 - первый суммирующий усилитель;
6 - привод руля высоты;
7 - датчик высоты;
8 - задатчик высоты;
9 - второй сумматор;
10 - блок формирования заданного значения угла тангажа;
11 - датчик вертикальной скорости;
12 - датчик скоростного напора;
13 - датчик истинной воздушной скорости.
Приняты следующие обозначения:
ωZ - угловая скорость относительно поперечной оси самолета;
γ - текущее значение угла крена;
ϑ - текущее значение угла тангажа;
H - текущее значение высоты полета;
HЗ - заданное значение высоты полета;
ϑЗ - заданное значение угла тангажа;
ΔH=H-HЗ;
Figure 00000006
- текущее значение вертикальной скорости;
q - значение скоростного напора;
V - значение истинной воздушной скорости;
δB - угол отклонения руля высоты.
Система управления полетом самолета содержит датчик угловой скорости относительно поперечной оси самолета 1, выход которого соединен с первым входом первого суммирующего усилителя 5, гировертикаль 2, первый выход которой через блок вычисления модуля 3 соединен со вторым входом первого суммирующего усилителя 5, а второй выход соединен с первым входом первого сумматора 4, второй, инвертирующий, вход которого соединен с выходом блока формирования заданного значения угла тангажа 10, выход первого сумматора 4 соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя 5, датчик высоты 7 соединен с первым входом второго сумматора 9, второй, инвертирующий, вход которого соединен с выходом задатчика высоты 8, выход которого соединен с первым входом блока формирования заданного значения угла тангажа 10, второй, третий и четвертый входы которого соединены соответственно с выходами датчика вертикальной скорости 11, датчика скоростного напора 12 и датчика истинной воздушной скорости 13, выходом системы управления полетом самолета является выход привода руля высоты 6, вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя 5.
Блок формирования заданного значения угла тангажа 10 содержит
14 - интегратор;
15 - первый блок умножения;
16 - второй блок умножения;
17 - третий сумматор;
18 - вычислитель;
19 - третий блок умножения.
Блок формирования заданного значения угла тангажа 10 содержит интегратор 14, вход которого, соединенный с первым входом первого блока умножения 15, является первым входом блока формирования заданного значения угла тангажа 10, третий блок умножения 19, второй вход которого является вторым входом блока формирования заданного значения угла тангажа 10, а выход соединен с третьим входом третьего сумматора 17, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого блока умножения 15 и второго блока умножения 16, вычислитель 18, первый и второй входы которого являются соответственно третьим и четвертым входами блока формирования заданного значения угла тангажа 10, а первой и второй выходы соединены соответственно со вторыми входами первого блока умножения 15 и второго блока умножения 16, третий выход вычислителя 18 соединен с первым входом третьего блока умножения 19, выход интегратора 14 соединен с первым входом второго блока умножения 16, выходом блока формирования заданного значения угла тангажа 10 является выход третьего сумматора 17.
Работа системы происходит следующим образом. Производят измерение угловой скорости относительно поперечной оси летательного аппарата, угла крена и текущего значения угла тангажа. Для этого с выхода датчика угловой скорости относительно поперечной оси самолета 1 сигнал ωZ поступает на первый вход первого суммирующего усилителя 5. С первого выхода гировертикали 2 сигнал текущего значения угла крена γ поступает на первый вход блока вычисления модуля 3, а затем на второй вход первого суммирующего усилителя 5. Данный сигнал предупреждает потерю высоты вследствие уменьшения вертикальной составляющей подъемной силы самолета при крене самолета. Со второго выхода гировертикали 2 сигнал текущего значения угла тангажа поступает на первый вход первого сумматора 4.
Производят измерение текущей высоты полета и вертикальной скорости. С выхода датчика высоты 7 сигнал текущего значения высоты полета H поступает на первый вход второго сумматора 9, на второй, инвертирующий, вход которого поступает сигнал заданного значения высоты полета HЗ с выхода задатчика высоты 8. На выходе второго сумматора 9 формируется сигнал разности заданного и текущего значения высоты полета ΔH=H-HЗ, который поступает на первый вход блока формирования заданного значения угла тангажа 10. С выхода датчика вертикальной скорости 11 сигнал текущего значения вертикальной скорости
Figure 00000006
поступает на второй вход блока формирования заданного значения угла тангажа 10.
Измеряют скоростной напор и истинную воздушную скорость. С выхода датчика скоростного напора 12 значение скоростного напора q поступает на третий вход блока формирования заданного значения угла тангажа 10. С выхода датчика истинной воздушной скорости 13 значение истинной воздушной скорости V поступает на четвертый вход блока формирования заданного значения угла тангажа 10.
Сигнал заданного значения угла тангажа ϑЗ, формируемый в блоке формирования заданного значения угла тангажа 10, обеспечивает стабилизацию заданной высоты полета в соответствии с алгоритмом:
Figure 00000026
Для этого, подаваемый на первый вход блока формирования заданного значения угла тангажа 10 сигнал разности заданного и текущего значения высоты полета ΔH=H-HЗ поступает на первый вход первого блока умножения 15, а также на вход интегратора 14, на выходе которого формируется сигнал
Figure 00000027
,
поступающий на первый вход второго блока умножения 16. Подаваемый на второй вход блока формирования заданного значения угла тангажа 10 сигнал текущего значения вертикальной скорости
Figure 00000006
поступает на второй вход третьего блока умножения 19. Сигналы скоростного напора q и истинной воздушной скорости V, поступающие на третий и четвертый входы блока формирования заданного значения угла тангажа 10 поступают на первый и второй входы вычислителя 18 соответственно.
Вычислитель 18 производит вычисление передаточных коэффициентов по высоте, вертикальной скорости и интегралу по высоте, обеспечивающих минимум интегрально-квадратичного критерия качества
Figure 00000028
где τ1, τ2 - весовые коэффициенты, задающие требуемый вид и длительность переходного процесса по высоте.
Работа вычислителя 18 происходит в соответствии с алгоритмом
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
где
a1, a2, a3 - коэффициенты характеристического полинома передаточной функции замкнутой системы по высоте при управляющем воздействии HЗ, минимизирующие интегрально-квадратичный критерий качества
Figure 00000017
m - масса самолета;
q - значение скоростного напора;
V - значение истинной воздушной скорости;
S - площадь крыла самолета;
Figure 00000018
- производная по углу атаки от коэффициента подъемной силы.
Значения скоростного напора и истинной воздушной скорости, изменяющиеся в процессе полета самолета, поступают с соответствующих датчиков. Остальные параметры, входящие в алгоритмы, являются неизменяемыми в процессе полета и заданы заранее.
Задавая весовые коэффициенты τ1, τ2 можно получить переходные процессы по высоте самолета разного вида и длительности. Одним из наиболее распространенных вариантов являются переходные процессы с относительным коэффициентом затухания
Figure 00000029
. Для этого значения относительного коэффициента затухания переходной процесс самолета по высоте протекает с перерегулированием, не превышающим пяти процентов от заданного значения. Однако используемый интегрально-квадратичный критерий качества позволяет реализовать переходные процессы по высоте и с другими неотрицательными значениями относительного коэффициента затухания в соответствии с задачами пилотирования.
Меняющиеся в процессе полета значения передаточных коэффициентов по высоте, вертикальной скорости и интегралу по высоте, доставляющие минимум интегрально-квадратичному критерию качества, позволяют обеспечить оптимальные показатели переходных процессов самолета по высоте во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета.
Для случая переходного процесса по высоте с перерегулированием, не превышающим пяти процентов от заданного значения, коэффициенты характеристического полинома передаточной функции замкнутой системы по высоте при заданном значении высоты полета HЗ, минимизирующие интегрально-квадратичный критерий качества, вычисляются в вычислителе 18 в соответствии с алгоритмом
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
;
Figure 00000024
;
Figure 00000025
,
Δ - положительная константа, назначаемая по соображениям конструктивности передаточных чисел.
tp - желаемое время регулирования самолета по высоте.
Найденные значения передаточных коэффициентов по высоте, интегралу по высоте и вертикальной скорости с первого, второго и третьего выхода вычислителя 18 поступают соответственно на второй вход первого блока умножения 15, второй вход второго блока умножения 16 и первый вход третьего блока умножения 19, где происходит их перемножение с соответствующими сигналами. С выходов первого, второго и третьего блоков умножения сигналы поступают на усилитель 17, где происходит их суммирование и формирование сигнала заданного значения угла тангажа.
Выход блока суммирования 17 является выходом блока формирования заданного значения угла тангажа 10.
С выхода блока формирования заданного значения угла тангажа 10 сформированный сигнал поступает на второй, инвертирующий, вход первого сумматора 4, с выхода которого сигнал поступает на третий вход первого суммирующего усилителя 5. Суммирующий усилитель 5 производит суммирование поступающих на его входы сигналов с соответствующими постоянными передаточными коэффициентами по тангажу, по углу крена в канале тангажа и угловой скорости относительно поперечной оси.
Сформированный на выходе первого суммирующего усилителя 5 сигнал управления поступает на привод руля высоты 6, вызывающего непосредственное отклонение руля высоты.
Предлагаемая система обеспечивает оптимальные показатели переходных процессов самолета по высоте во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета. Эффективность предлагаемой системы, реализованной в пилотажно-навигационном комплексе, подтверждена в ходе летных испытаний воздушной мишени, созданной в ОАО «ОКБ «СОКОЛ».

Claims (2)

1. Система управления продольным движением самолета, реализующая закон управления вида
Figure 00000030

где ϑЗ - заданное значение угла тангажа,
Figure 00000031

ϑ - текущее значение угла тангажа;
|γ| - модуль текущего значения угла крена;
ωZ - угловая скорость относительно поперечной оси летательного аппарата;
ΔH=H-HЗ;
Н - текущее значение высоты полета;
НЗ - заданное значение высоты полета;
Figure 00000006
- текущее значение вертикальной скорости;
Figure 00000032
,
Figure 00000033
,
Figure 00000034
,
Figure 00000035
,
Figure 00000036
,
Figure 00000037
- передаточные коэффициенты по тангажу, по углу крена в канале тангажа, угловой скорости относительно поперечной оси, высоте, вертикальной скорости и интегралу по высоте соответственно, содержащая датчик угловой скорости относительно поперечной оси самолета, выход которого соединен с первым входом первого суммирующего усилителя, гировертикаль, первый выход которой через блок вычисления модуля соединен со вторым входом первого суммирующего усилителя, а второй выход соединен с первым входом первого сумматора, второй, инвертирующий, вход которого соединен с выходом блока формирования заданного значения угла тангажа, выход первого сумматора соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя, датчик высоты, соединен с первым входом второго сумматора, второй, инвертирующий, вход которого соединен с выходом задатчика высоты, выход которого соединен с первым входом блока формирования заданного значения угла тангажа, второй, входы которого соединен с выходом датчика вертикальной скорости, выходом системы управления продольным движением самолета является выход привода руля высоты, вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя, отличающаяся тем, что дополнительно введены датчик скоростного напора и датчик истинной воздушной скорости, выходы которых соединены соответственно с третьим и четвертым входами блока формирования заданного значения угла тангажа и блок формирования заданного значения угла тангажа содержит интегратор, вход которого, соединенный с первым входом первого блока умножения, является первым входом блока формирования заданного значения угла тангажа, третий блок умножения, второй вход которого является вторым входом блока формирования заданного значения угла тангажа, а выход соединен с третьим входом третьего сумматора, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого блока умножения и второго блока умножения, вычислитель, формирующий в процессе полета передаточные коэффициенты по высоте, вертикальной скорости, и интегралу по высоте, обеспечивающие оптимальные переходные процессы самолета по высоте на различных режимах полета в соответствии с минимумом интегрально-квадратичного критерия качества
Figure 00000038

где τ1, τ2 - весовые коэффициенты, задающие требуемый вид и длительность переходного процесса по высоте,
в соответствии с алгоритмом
Figure 00000014
;
Figure 00000015
;
Figure 00000016
,
где
Figure 00000039

m - масса самолета;
q - значение скоростного напора;
V - значение истинной воздушной скорости;
S - площадь крыла самолета;
Figure 00000018
- производная по углу атаки от коэффициента подъемной силы;
a1, а2 и а3 - коэффициенты характеристического полинома передаточной функции замкнутой системы по высоте при заданном значении высоты полета НЗ,
первый и второй входы которого являются соответственно третьим и четвертым входами блока формирования заданного значения угла тангажа, а первой и второй выходы соединены соответственно с вторыми входами первого блока умножения и второго блока умножения, третий выход вычислителя соединен с первым входом третьего блока умножения, выход интегратора соединен с первым входом второго блока умножения, выходом блока формирования заданного значения угла тангажа является выход третьего сумматора.
2. Система управления продольным движением самолета по п.1, отличающаяся тем, что вычислитель блока формирования заданного значения угла тангажа для случая переходного процесса по высоте с перерегулированием, не превышающим пяти процентов от заданного значения высоты полета НЗ, коэффициенты характеристического полинома передаточной функции замкнутой системы по высоте при заданного значения высоты полета НЗ формирует в соответствии с алгоритмом
Figure 00000019

Figure 00000040
;
Figure 00000021
;
Figure 00000022
;
Figure 00000041

Figure 00000024
;
Figure 00000042
,
Δ - положительная константа, назначаемая по соображениям конструктивности передаточных чисел;
tp - желаемое время регулирования самолета по высоте.
RU2008135175/28A 2008-08-28 2008-08-28 Система управления продольным движением самолета RU2379738C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008135175/28A RU2379738C1 (ru) 2008-08-28 2008-08-28 Система управления продольным движением самолета

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008135175/28A RU2379738C1 (ru) 2008-08-28 2008-08-28 Система управления продольным движением самолета

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2379738C1 true RU2379738C1 (ru) 2010-01-20

Family

ID=42120959

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008135175/28A RU2379738C1 (ru) 2008-08-28 2008-08-28 Система управления продольным движением самолета

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2379738C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2560958C1 (ru) * 2014-07-18 2015-08-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата
RU2682596C1 (ru) * 2017-12-26 2019-03-19 Павел Владимирович Хрулёв Устройство контроля и управления техническим состоянием аккумуляторных батарей

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
АТАНС М., ФАЛБ П. Оптимальное управление. - М.: Машиностроение, 1968. с.423. *
Бортовые системы управления полетом. /Под ред. Ю.В.Байбородина. - М.: Транспорт, 1975, с.236. Система автоматического управления САУ-23А серия 2. Назначение, принцип действия, законы управления. Техническое описание 6А2.550.045-4ТО (в четырех частях. Часть первая). - с.20. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2560958C1 (ru) * 2014-07-18 2015-08-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата
RU2682596C1 (ru) * 2017-12-26 2019-03-19 Павел Владимирович Хрулёв Устройство контроля и управления техническим состоянием аккумуляторных батарей

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8568096B2 (en) Drive control and regulation method and system for a hybrid helicopter
US8014910B2 (en) Assisted take-off method for aircraft
RU2351974C1 (ru) Способ и устройство для управления летательным аппаратом по тангажу
CN107065899B (zh) 用于保护飞行器最大升力能力的方法和装置
CN109471449B (zh) 一种无人机控制系统及控制方法
US7258307B2 (en) Device and method for damping at least one of a rigid body mode and elastic mode of an aircraft
RU2379738C1 (ru) Система управления продольным движением самолета
KR20020060707A (ko) 연속 압연기의 제어 장치
RU2379739C1 (ru) Способ управления продольным движением самолета
JP2006306254A (ja) 自動飛行制御装置、自動飛行制御方法及び自動飛行制御プログラム
RU2338235C1 (ru) Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата
RU2344460C1 (ru) Способ продольного управления самолетом
JP4537121B2 (ja) 回転翼航空機の高度制御装置
RU2443602C2 (ru) Система автоматического управления самолетом по углу тангажа
EP1919773B1 (en) Method and apparatus for improving main rotor yoke fatigue life
RU2644842C2 (ru) Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательных аппаратов
RU2681509C1 (ru) Способ управления рулём высоты самолёта
CN113492971B (zh) 飞行装置及其控制方法和控制装置
RU2339989C1 (ru) Автомат продольного управления
JP2008143398A (ja) 飛翔体制御システムおよび飛翔体の飛行制御方法
JP3809097B2 (ja) サーボモータの制御装置及び制御方法
RU2461041C1 (ru) Система управления углом тангажа 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
EP2911019B1 (en) Control device for astatic system having dead time
KR101936321B1 (ko) 유도무기의 제어 방법 및 제어 시스템

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner