RU2389645C1 - Способ и устройство пилотирования летательного аппарата, оптимизирующие управление элеронами в конфигурации с увеличенной подъемной силой - Google Patents
Способ и устройство пилотирования летательного аппарата, оптимизирующие управление элеронами в конфигурации с увеличенной подъемной силой Download PDFInfo
- Publication number
- RU2389645C1 RU2389645C1 RU2008147136/11A RU2008147136A RU2389645C1 RU 2389645 C1 RU2389645 C1 RU 2389645C1 RU 2008147136/11 A RU2008147136/11 A RU 2008147136/11A RU 2008147136 A RU2008147136 A RU 2008147136A RU 2389645 C1 RU2389645 C1 RU 2389645C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- angle
- aircraft
- ailerons
- attack
- speed
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 230000002427 irreversible effect Effects 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/06—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders with two or more independent movements
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Toys (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Optical Radar Systems And Details Thereof (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Pharmaceuticals Containing Other Organic And Inorganic Compounds (AREA)
- Shafts, Cranks, Connecting Bars, And Related Bearings (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу и устройству пилотирования летательного аппарата, оптимизирующим управление элеронами с увеличенной подъемной силой. Способ заключается в том, что в конфигурации крыльев с применением увеличивающих подъемную силу поверхностей элеронам придается одинаковое положение на двух крыльях, когда первое состояние соответствует положению отклонения вверх на угол, при котором элероны сохраняют свою эффективность, второе состояние соответствует либо первому, либо второму отклонению вниз на значение, приблизительно равное оптимальной подъемной силе. Устройство содержит первое и второе средства сравнения угла атаки и скорости, логическое средство, которое принимает результаты сравнений, первое и второе средство переключения для выбора между первым и вторым отклонением и положением отклонения вверх на угол, при котором элероны сохраняли бы свою эффективность в поперечном управлении. Достигается высокая эффективность управления элеронами в поперечном управлении. 3 н. и 6 з.п.ф-лы, 5 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к способу и устройству пилотирования летательного аппарата, позволяющим оптимизировать управление элеронами в конфигурации с увеличенной подъемной силой.
Известно, что наряду с другими подвижными аэродинамическими поверхностями два симметричных крыла летательного аппарата могут содержать предкрылки и/или закрылки, способные при их выдвижении создавать увеличенную подъемную силу упомянутых крыльев, а также элероны, способные осуществлять поперечное управление упомянутым летательным аппаратом. В такой конфигурации с увеличенной подъемной силой элероны обычно отклоняются вниз для принятия нейтрального сбалансированного положения, участвуя в общем увеличении подъемной силы летательного аппарата.
Однако в таком нейтральном сбалансированном положении эффективность упомянутых элеронов в поперечном управлении относительно низка, поэтому характеристики поперечного управления летательным аппаратом существенно снижены. Кроме того, в результате такой низкой эффективности поперечного управления летательный аппарат имеет низкий запас в отношении явления колебаний, наведенных пилотом.
Задачей настоящего изобретения является устранение этих недостатков.
Для этой цели, согласно изобретению, представлен способ пилотирования летательного аппарата, содержащего два симметричных крыла, оснащенных:
- подвижными аэродинамическими поверхностями, увеличивающими подъемную силу, способными придавать упомянутым крыльям либо гладкую конфигурацию, либо конфигурацию с применением, по меньшей мере, одной увеличивающей подъемную силу поверхности; и
- элеронами для поперечного управления, нейтральное положение которых соответствует нулевому отклонению, при котором упомянутые крылья имеют гладкую конфигурацию;
отличающийся тем, что в конфигурации крыльев с применением увеличивающих подъемную силу поверхностей упомянутым элеронам придается одинаковое положение на двух крыльях, и, без учета возможной команды поперечного управления:
- когда угол атаки и скорость летательного аппарата соответственно меньше пороговой величины угла атаки и больше пороговой величины скорости, первое состояние соответствует положению отклонения вверх на угол, к примеру, по большей мере равный 5°, при котором упомянутые элероны почти полностью сохраняют свою эффективность в поперечном управлении; и
- когда угол атаки летательного аппарата равен или больше упомянутой пороговой величины угла атаки или когда скорость летательного аппарата равна или меньше упомянутой пороговой величины скорости, второе состояние соответствует:
• либо первому отклонению вниз на значение, соответствующее, по меньшей мере, приблизительно максимальным аэродинамическим характеристикам летательного аппарата, если летательный аппарат находится на этапе взлета или повторного взлета,
• либо второму отклонению вниз на значение, соответствующее, по меньшей мере, приблизительно оптимальной подъемной силе летательного аппарата, если летательный аппарат находится на этапе посадки.
Таким образом, в силу настоящего изобретения, когда летательный аппарат имеет конфигурацию с увеличенной подъемной силой, упомянутым элеронам вместо одного положения отклонения сообщается три:
- когда летательный аппарат заходит на посадку или завершает этап взлета, отклонение элеронов вверх достаточно мало, чтобы упомянутые элероны могли демонстрировать превосходную эффективность в поперечном управлении. Кроме того, в таком положении элероны не только создают несущественные помехи, но также подавляют вихри в спутной струе путем образования местного вихря, который в совокупности с другими вихрями, образовываемыми летательным аппаратом, способствует постепенному рассеиванию упомянутых вихрей в спутной струе;
- когда самолет совершает посадку, отклонение элеронов соответствует максимальной подъемной силе, то есть самой низкой скорости сваливания и, следовательно, самой низкой посадочной скорости, что создает оптимальные условия посадки. Кроме того, на этапе посадки отклонение элеронов создает максимальное лобовое сопротивление, таким образом, способствуя уменьшению скорости летательного аппарата; и
- когда летательный аппарат начинает взлет, отклонение элеронов придает летательному аппарату хорошую подъемную силу и не очень большое лобовое сопротивление (аэродинамические характеристики соответствуют отношению подъемной силы к лобовому сопротивлению), содействуя, таким образом, взлету летательного аппарата.
Предпочтительно, для более динамичного переключения из одного состояния в другое, с одной стороны, определить положение при угле атаки α относительно упомянутой пороговой величины угла атаки αs путем сравнения выражения α+К1·q с упомянутой пороговой величиной αs, где К1 - коэффициент положительной постоянной, и q - угловая скорость по тангажу упомянутого летательного аппарата (то есть производная по времени от упомянутого угла атаки α), и, с другой стороны, определить положение при скорости Vс летательного аппарата относительно упомянутой пороговой величины Vs скорости путем сравнения выражения Vc+K2·dVc/dt с упомянутой пороговой величиной Vs, где К2 - коэффициент положительной постоянной, а dVc/dt - ускорение упомянутого летательного аппарата.
Упомянутые пороговые величины угла атаки и скорости зависят от положения увеличивающих подъемную силу аэродинамических поверхностей и от числа Маха.
Переключение элеронов из одного состояния в другое может быть обратимым или необратимым. К примеру, после переключения из упомянутого первого состояния во второе, упомянутые элероны остаются в упомянутом втором состоянии, даже если условия угла атаки и скорости снова будут соответствовать упомянутому первому состоянию. С другой стороны, после переключения из упомянутого первого состояния во второе упомянутые элероны могут переключиться обратно, предпочтительно с запаздыванием, в упомянутое первое состояние, когда условия угла атаки и скорости снова будут соответствовать упомянутому первому состоянию.
Для реализации способа в соответствии с настоящим изобретением возможно использование устройства, находящегося на борту упомянутого летательного аппарата и содержащего:
- первое средство сравнения для сравнения упомянутого угла α атаки с упомянутой пороговой величиной αs угла атаки;
- второе средство сравнения для сравнения упомянутой скорости Vc с упомянутой пороговой величиной Vs скорости;
- логическое средство, выполняющее операцию ИЛИ, которое принимает результаты сравнений, выполненных упомянутыми первым и вторым средствами сравнения;
- первое средство переключения для выбора между упомянутым первым отклонением и упомянутым вторым отклонением; и
- второе средство переключения, включаемое упомянутым логическим средством и предназначенное для выбора между результатом выбора упомянутого первого средства переключения и упомянутым положением отклонения вверх на угол, при котором упомянутые элероны почти полностью сохраняли бы свою эффективность в поперечном управлении.
Фигуры на прилагаемых чертежах истолковывают способ, которым может быть осуществлено изобретение. На данных чертежах одинаковые элементы обозначены одним и тем же порядковым номером.
На фиг.1 в схематичной перспективе изображен широкофюзеляжный гражданский самолет, оснащенный предкрылками и увеличивающими подъемную силу закрылками, а также элеронами.
На фиг.2, 3 и 4 представлены графики, иллюстрирующие соответственно эффективность поперечного управления, аэродинамические характеристики и подъемную силу самолета, изображенного на фиг.1, в качестве функции от угла отклонения элеронов.
Фиг.5 является схематичным представлением устройства для осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением.
Гражданский транспортный самолет 1, представленный в схематичной перспективе на фиг.1, содержит два крыла 2G и 2D, во всех отношениях симметричных друг другу по отношению к фюзеляжу 3.
Крылья 2G и 2D соответственно содержат предкрылки 4G, 4D, закрылки 5G, 5D (упомянутые предкрылки и закрылки являются аэродинамическими поверхностями, увеличивающими подъемную силу самолета 1), а также элероны 6G, 6D для поперечного управления.
Обычно предкрылки и закрылки 4G, 4D, 5G, 5D выполнены выдвижными и убирающимися для придания крыльям 2G, 2D, а следовательно, и самому самолету 1 гладкой конфигурации при их уборке и конфигурации с применением, по крайней мере, одной увеличивающей подъемную силу поверхности при их выдвижении.
Подобным образом элероны 6G, 6D шарнирно закреплены на оси вращения на упомянутых крыльях (2G, 2D) так, чтобы принимать различные положения отклонения относительно крыльев.
На фиг.2 представлен известный график, иллюстрирующий эффективность R элеронов 6G, 6D в поперечном управлении самолетом 1 как функцию от угла b отклонения упомянутых элеронов. На этом графике положительные углы b соответствуют отклонению вниз, а отрицательные углы b - отклонению вверх. Из данного известного графика легко заметить, что эффективность R упомянутых элеронов в поперечном управлении остается высокой до тех пор, пока угол b отклонения близок к нулю. Таким образом, при отрицательном значении b0, близком к нулю, к примеру, по большей мере равном -5°, эффективность элеронов в поперечном управлении практически так же высока, как и при нулевом угле отклонения.
Кроме того, на фиг.3 представлен другой известный график, иллюстрирующий аэродинамические характеристики F самолета 1, то есть отношение его подъемной силы к его лобовому сопротивлению, как функцию от упомянутого угла b отклонения элеронов 6G, 6D. По графику видно, что упомянутые аэродинамические характеристики достигают максимума Fmax при положительном значении b1 упомянутого угла b отклонения.
И, наконец, на фиг.4 представлен третий известный график, иллюстрирующий подъемную силу P самолета 1, как функцию от его угла α атаки при отрицательном значении b0 и положительных значениях b1 и b2 (при b2>b1) угла b отклонения элеронов 6G, 6D. Последний график показывает, что при определенном значении αd от α, соответствующие значения P0, P1 или P2 подъемной силы P увеличиваются по мере увеличения значения угла b отклонения.
Далее дается описание настоящего изобретения в отношении схематического чертежа, представленного на фиг.5, с опорой на характеристики, изображенные на фиг.2, 3, и 4.
Устройство, предназначенное для реализации способа в соответствии с изобретением и представленное на схематическом чертеже фиг.5, содержит:
- первое устройство 11 сравнения, которое принимает на одном из его входов сумму текущего угла α атаки самолета 1 и слагаемого К1·q, состоящего из произведения положительной постоянной K1 и текущей угловой скорости q по тангажу упомянутого самолета, а на другом входе - пороговую величину αs угла атаки, значение которого зависит от положения предкрылков 4G, 4D, закрылков 5G, 5D и числа Маха, при этом первое устройство 11 сравнения передает сигнал только в том случае, когда выражение α+К1·q равно или больше, чем αs;
- второе устройство 12 сравнения, которое принимает на одном из его входов сумму текущей скорости Vc самолета 1 и слагаемого К2·dVc/dt, состоящего из произведения положительной постоянной K2 и производной dVc/dt от скорости упомянутого самолета, а на другом входе - пороговую величину Vs скорости, значение которой зависит от положения предкрылков 4G, 4D, закрылков 5G, 5D и числа Маха, при этом второе устройство 12 сравнения передает сигнал только в том случае, когда выражение Vc+К2·dVc/dt равно или меньше, чем Vs;
- логический элемент 13, выполняющий операцию ИЛИ, входы которого соответственно соединены с выходами устройств 11 и 12 сравнения;
- первый переключатель 14, принимающий на свои входы, соответственно, два положительных значения b1 и b2 угла b отклонения, которые соответствуют максимальным аэродинамическим характеристикам Fmax и оптимальной подъемной силе Р2 самолета 1 соответственно, при этом упомянутый переключатель 14 направляет одно или другое из этих значений b1 или b2 на его выход в ответ на команду 15, соответствующую тому, находится ли самолет 1 на этапе взлета (или этапе повторного взлета) или на этапе посадки соответственно;
- второй переключатель 16, принимающий на свои два входа, соответственно, отрицательное значение b0 и одно или другое из положительных значений b1 или b2 (в качестве функции от сигнала управления 15 первого переключателя 14), при этом упомянутый второй переключатель 16, действующий по командам выхода логического элемента 13, направляет либо отрицательное значение b0, либо одно или другое из положительных значений b1, b2 на фильтр 17; и
- сумматор 18, позволяющий прибавлять к команде db пилотирования, предназначенной для элеронов 6G, 6D, одно или другое из значений b0, b1 или b2.
По схематическому чертежу, фиг.1, четко видно, что в конфигурации с увеличенной подъемной силой крыльев 2G, 2D:
- когда выражение α+К1·q меньше пороговой величины αs угла атаки, а выражение Vc+К2·dVc/dt больше пороговой величины Vs скорости, логический элемент 13 не передает никакого сигнала, таким образом, отрицательное отклонение b0 совокупно сообщается элеронам 6G, 6D через фильтр 17 и после возможного прибавления команды db поперечного управления. Из графика на фиг.2 и из приведенных пояснений станет очевидно, что небольшое отрицательное отклонение b0 дает возможность эффективного поперечного управления; и
- когда выражение α+К1·q равно или больше пороговой величины αs угла атаки или выражение Vc+К2·dVc/dt равно или меньше пороговой величины Vs скорости, логический элемент 13 переключает второй переключатель 16, таким образом, положительное отклонение b1, соответствующее взлету, либо положительное отклонение b2, соответствующее посадке (в качестве функции от состояния первого переключателя 15), совокупно сообщается элеронам 6G, 6D через фильтр 17 и после возможного прибавления команды db поперечного управления. Отклонения b1 и b2 могут составлять порядка 5° и 10° соответственно.
На фиг.4 пунктирными линиями 7 и 8 показано соответственно переключение из положения отклонения b0, с одной стороны, в положение отклонения b1 или b2, с другой стороны, при переключении упомянутого второго переключателя 16.
Следует отметить, что благодаря действию фильтра 17 переключение из положения отклонения b0 в положение отклонения b1 или b2 происходит плавно, без рывков.
Второй переключатель 16 может быть с одним устойчивым состоянием и возвращаться произвольно в исходное положение, соответствующее отклонению b0, как только логический элемент 13 перестанет направлять ему сигналы. Как вариант, второй переключатель 16 может быть с двумя устойчивыми состояниями и оставаться в переключенном положении, соответствующем отклонению b1 или b2, даже если логический элемент 13 больше не направляет ему сигналы.
Claims (9)
1. Способ пилотирования летательного аппарата (1), содержащего два симметричных крыла (2G, 2D), оснащенных подвижными аэродинамическими поверхностями (4G, 4D, 5G, 5D), увеличивающими подъемную силу, способными придавать упомянутым крыльям либо гладкую конфигурацию, либо конфигурацию с применением, по меньшей мере, одной увеличивающей подъемную силу поверхности и элеронами (6G, 6D) для поперечного управления, нейтральное положение которых соответствует нулевому отклонению, при котором упомянутые крылья имеют гладкую конфигурацию, при этом в конфигурации крыльев с применением увеличивающих подъемную силу поверхностей упомянутым элеронам (6G, 6D) придается одинаковое положение на двух крыльях и, без учета возможной команды (db) поперечного управления, когда угол атаки и скорость летательного аппарата соответственно меньше пороговой величины (αs) угла атаки и больше пороговой величины (Vs) скорости, первое состояние (b0) соответствует положению отклонения вверх на угол, при котором упомянутые элероны (6G, 6D) почти полностью сохраняют свою эффективность в поперечном управлении, и когда угол атаки летательного аппарата равен или больше упомянутой пороговой величины (αs) угла атаки или когда скорость летательного аппарата равна или меньше упомянутой пороговой величины (Vs) скорости, второе состояние соответствует либо первому отклонению (b1) вниз на значение, соответствующее, по меньшей мере, приблизительно максимальным аэродинамическим характеристикам (Fmax) летательного аппарата, если летательный аппарат находится на этапе взлета или повторного взлета, либо второму отклонению (b2) вниз на значение, соответствующее, по меньшей мере, приблизительно оптимальной подъемной силе (Р2) летательного аппарата, если летательный аппарат находится на этапе посадки.
2. Способ по п.1, в котором положение при угле α атаки относительно упомянутой пороговой величины αs угла атаки определяется путем сравнения выражения α+K1·q с упомянутой пороговой величиной αs, где К1 - коэффициент положительной постоянной, и q - угловая скорость по тангажу упомянутого летательного аппарата.
3. Способ по п.2, в котором упомянутая пороговая величина αs угла атаки зависит от положения упомянутых увеличивающих подъемную силу аэродинамических поверхностей и от числа Маха.
4. Способ по п.1, в котором положение при скорости Vc летательного аппарата относительно упомянутой пороговой величины Vs скорости определяется путем сравнения выражения Vc+K2·dVc/dt с упомянутой пороговой величиной Vs, где К2 - постоянный коэффициент положительной постоянной, а dVc/dt - ускорение упомянутого летательного аппарата.
5. Способ по п.4, в котором упомянутая пороговая величина (Vs) скорости зависит от положения упомянутых увеличивающих подъемную силу аэродинамических поверхностей и от числа Маха.
6. Способ по п.1, в котором после переключения из упомянутого первого состояния во второе упомянутые элероны остаются в упомянутом втором состоянии, даже если условия угла атаки и скорости снова будут соответствовать первому состоянию.
7. Способ по п.1, в котором после переключения из упомянутого первого состояния во второе упомянутые элероны переключаются обратно в упомянутое первое состояние, когда условия угла атаки и скорости снова будут соответствовать упомянутому первому состоянию.
8. Устройство для реализации способа по п.1, в котором оно содержит первое средство (11) сравнения для сравнения упомянутого угла α атаки с упомянутой пороговой величиной αs угла атаки, второе средство (12) сравнения для сравнения упомянутой скорости Vc с упомянутой пороговой величиной Vs скорости, логическое средство (13), выполняющее операцию ИЛИ, которое принимает результаты сравнений, выполненных упомянутыми первым и вторым средствами (11, 12) сравнения, первое средство (14) переключения для выбора между упомянутым первым отклонением и упомянутым вторым отклонением и второе средство (16) переключения, включаемое упомянутым логическим средством (13) и предназначенное для выбора между результатом выбора упомянутого первого средства (14) переключения и упомянутым положением отклонения вверх на угол, при котором элероны (6G, 6D) почти полностью сохраняли бы свою эффективность в поперечном управлении.
9. Летательный аппарат, реализующий способ по п.1.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0604721 | 2006-05-29 | ||
| FR0604721A FR2901537B1 (fr) | 2006-05-29 | 2006-05-29 | Procede et dispositif de pilotage d'un aeronef optimisant la commande des ailerons en configuration hypersustentee |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2389645C1 true RU2389645C1 (ru) | 2010-05-20 |
Family
ID=37685049
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008147136/11A RU2389645C1 (ru) | 2006-05-29 | 2007-05-21 | Способ и устройство пилотирования летательного аппарата, оптимизирующие управление элеронами в конфигурации с увеличенной подъемной силой |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8083178B2 (ru) |
| EP (1) | EP2021239B1 (ru) |
| JP (1) | JP5209614B2 (ru) |
| CN (1) | CN101454200B (ru) |
| AT (1) | ATE450444T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0710334B1 (ru) |
| CA (1) | CA2647478C (ru) |
| DE (1) | DE602007003589D1 (ru) |
| FR (1) | FR2901537B1 (ru) |
| RU (1) | RU2389645C1 (ru) |
| WO (1) | WO2007138179A1 (ru) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2902078B1 (fr) * | 2006-06-13 | 2008-07-11 | Airbus France Sas | Procede de pilotage d'un aeronef en phase d'approche |
| FR2929723B1 (fr) * | 2008-04-02 | 2011-02-11 | Airbus France | Procede pour la reduction exceptionnelle de la course d'envol d'un aeronef. |
| FR2929724B1 (fr) * | 2008-04-02 | 2010-04-30 | Airbus France | Procede pour la determination de la vitesse de sortie d'effet de sol d'un aeronef. |
| FR2931004B1 (fr) * | 2008-05-07 | 2010-04-23 | Airbus France | Procede pour la reduction de la course d'envol d'un aeronef. |
| FR2942612B1 (fr) * | 2009-03-02 | 2012-09-28 | Airbus France | Procede et dispositif d'optimisation automatique au sol de la configuration aerodynamique d'un avion |
| FR2942611B1 (fr) * | 2009-03-02 | 2012-09-28 | Airbus France | Procede et dispositif d'optimisation automatique en vol de la configuration aerodynamique d'un avion |
| RU2450312C1 (ru) * | 2011-07-25 | 2012-05-10 | Открытое акционерное общество "Раменское приборостроительное конструкторское бюро" (ОАО "РПКБ") | Способ управления летательным аппаратом при возврате на корабль |
| US8653990B2 (en) * | 2012-06-18 | 2014-02-18 | The Boeing Company | Stall management system |
| CA3028953A1 (en) * | 2016-06-21 | 2017-12-28 | C Series Aircraft Limited Partnership | Gust loading management in fly-by-wire aircraft by controlling aileron deflection |
| US11027825B2 (en) * | 2016-06-30 | 2021-06-08 | Bombardier Inc. | Split-aileron control |
| JP2019095873A (ja) | 2017-11-20 | 2019-06-20 | キヤノン株式会社 | 情報処理装置、制御方法、及びプログラム |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2210642A (en) * | 1938-05-27 | 1940-08-06 | Stephen W Thompson | Aircraft |
| US2407401A (en) * | 1941-09-08 | 1946-09-10 | Douglas Aircraft Co Inc | Lateral control arrangement |
| US3734432A (en) * | 1971-03-25 | 1973-05-22 | G Low | Suppression of flutter |
| FR2425379A1 (fr) * | 1978-05-08 | 1979-12-07 | Dornier Gmbh | Dispositif d'accouplement pour commandes agissant aerodynamiquement a des aeronefs |
| US4479620A (en) * | 1978-07-13 | 1984-10-30 | The Boeing Company | Wing load alleviation system using tabbed allerons |
| JPS6047156B2 (ja) * | 1981-05-27 | 1985-10-19 | 富士重工業株式会社 | 航空機のエルロン下げ操作機構 |
| US4705236A (en) * | 1981-09-29 | 1987-11-10 | The Boeing Company | Aileron system for aircraft and method of operating the same |
| US4455004A (en) * | 1982-09-07 | 1984-06-19 | Lockheed Corporation | Flight control device for airplanes |
| JPS63108898U (ru) * | 1987-01-07 | 1988-07-13 | ||
| US5823479A (en) * | 1996-05-20 | 1998-10-20 | The Boeing Company | Landing attitude modifier for airplane |
| CN1204602A (zh) * | 1997-07-08 | 1999-01-13 | 马金山 | 飞机高效操纵面 |
| US7243881B2 (en) * | 2003-06-03 | 2007-07-17 | The Boeing Company | Multi-function trailing edge devices and associated methods |
| US6970773B2 (en) * | 2004-03-10 | 2005-11-29 | Utah State University | Apparatus and method for reducing induced drag on aircraft and other vehicles |
| US7494094B2 (en) * | 2004-09-08 | 2009-02-24 | The Boeing Company | Aircraft wing systems for providing differential motion to deployable lift devices |
-
2006
- 2006-05-29 FR FR0604721A patent/FR2901537B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-05-21 DE DE602007003589T patent/DE602007003589D1/de active Active
- 2007-05-21 CN CN2007800194310A patent/CN101454200B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-05-21 US US12/294,588 patent/US8083178B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-05-21 CA CA2647478A patent/CA2647478C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2007-05-21 BR BRPI0710334-4A patent/BRPI0710334B1/pt not_active IP Right Cessation
- 2007-05-21 EP EP07731485A patent/EP2021239B1/fr not_active Not-in-force
- 2007-05-21 RU RU2008147136/11A patent/RU2389645C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-05-21 AT AT07731485T patent/ATE450444T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-05-21 WO PCT/FR2007/000851 patent/WO2007138179A1/fr active Application Filing
- 2007-05-21 JP JP2009512634A patent/JP5209614B2/ja not_active Expired - Fee Related
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Николаев Л.Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов. - М.: Транспорт, 1990, с.107-108. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ATE450444T1 (de) | 2009-12-15 |
| FR2901537B1 (fr) | 2008-07-04 |
| EP2021239A1 (fr) | 2009-02-11 |
| CN101454200B (zh) | 2011-06-08 |
| CA2647478C (fr) | 2014-03-18 |
| CA2647478A1 (fr) | 2007-12-06 |
| BRPI0710334B1 (pt) | 2019-09-24 |
| US8083178B2 (en) | 2011-12-27 |
| JP2009538779A (ja) | 2009-11-12 |
| FR2901537A1 (fr) | 2007-11-30 |
| DE602007003589D1 (de) | 2010-01-14 |
| US20090230253A1 (en) | 2009-09-17 |
| CN101454200A (zh) | 2009-06-10 |
| BRPI0710334A2 (pt) | 2011-08-09 |
| WO2007138179A1 (fr) | 2007-12-06 |
| JP5209614B2 (ja) | 2013-06-12 |
| EP2021239B1 (fr) | 2009-12-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2389645C1 (ru) | Способ и устройство пилотирования летательного аппарата, оптимизирующие управление элеронами в конфигурации с увеличенной подъемной силой | |
| US11407509B2 (en) | Tilt-wing aircraft | |
| US7658349B2 (en) | Pilot flight control stick haptic feedback system and method | |
| US5094411A (en) | Control configured vortex flaps | |
| US8876044B2 (en) | Aircraft with yaw control by differential drag | |
| RU2429163C2 (ru) | Авиационная система | |
| US7159825B2 (en) | Process and device for the optimization of the deflection of the spoiler flaps of an aircraft in flight | |
| US9405295B2 (en) | Flight control system | |
| US8002220B2 (en) | Rate limited active pilot inceptor system and method | |
| GB2454588A (en) | Aircraft wing with variable incidence tip | |
| US9845146B2 (en) | Zoom climb prevention system for enhanced performance | |
| CN106828918B (zh) | 一种三翼面垂直起降飞行器 | |
| RU2310582C2 (ru) | Система и способ управления летательным аппаратом | |
| US20090152403A1 (en) | Method for piloting an aircraft in approach phase | |
| CN106597855A (zh) | 一种中性速度与正向速度稳定控制律转换控制方法 | |
| WO2016175676A1 (ru) | Летательный аппарат схемы "флюгерная утка" | |
| US8814102B2 (en) | Method for reducing the takeoff run of an aircraft | |
| US11733714B2 (en) | Intelligent aircraft and rotorcraft load factor and stall protection | |
| RU2090445C1 (ru) | Аэродинамическая схема самолета | |
| RU2172706C2 (ru) | Самолет-триплан | |
| CN107261521A (zh) | 遥控飞机及遥控飞机的降落方法 | |
| CN118131806A (zh) | 一种大型水陆两栖飞机的拉平模式控制系统和方法 | |
| CN117585151A (zh) | 一种分布式多旋翼倾转机翼飞行器操纵策略分析方法 | |
| WO2019194913A1 (en) | Propeller cyclic control for flying wing lift augmentation | |
| Rao | Leading edge flap system for aircraft control augmentation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200522 |