RU2449923C1 - Aircraft landing approach acs - Google Patents
Aircraft landing approach acs Download PDFInfo
- Publication number
- RU2449923C1 RU2449923C1 RU2010146312/11A RU2010146312A RU2449923C1 RU 2449923 C1 RU2449923 C1 RU 2449923C1 RU 2010146312/11 A RU2010146312/11 A RU 2010146312/11A RU 2010146312 A RU2010146312 A RU 2010146312A RU 2449923 C1 RU2449923 C1 RU 2449923C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- input
- signal
- inputs
- control
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Заявляемое изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к системам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку.The claimed invention relates to the field of automatic control of an airplane, in particular to control systems providing an automatic approach mode.
Известны системы автоматического управления самолетом при заходе на посадку. Подобные системы описаны, в частности, в авторских свидетельствах SU 762327, В64С 13/18, 10.10.2005; SU 1012524, В64С 13/18, 27.09.2005, патенте RU 2330792, В64С 13/16, 10.08.2008 и в книге Федорова С.М., Кейна В.М., Михайлова О.И., Сухих Н.Н. Автоматизированное управление полетом воздушных судов. - М.: Транспорт, 1992, с.107-108.Known systems for automatic control of an airplane at approach. Such systems are described, in particular, in copyright certificates SU 762327, B64C 13/18, 10.10.2005; SU 1012524, B64C 13/18, 09/27/2005, patent RU 2330792, B64C 13/16, 08/10/2008 and in the book by Fedorov S.M., Kane V.M., Mikhailova O.I., Sukhikh N.N. Automated flight control. - M .: Transport, 1992, p.107-108.
К недостаткам известных систем автоматического управления, обеспечивающих автоматический режим захода маневренных самолетов (таких, как Т-35) на посадку, следует отнести тот факт, что в них занижены требования по точности захода на посадку ввиду неудовлетворительной помехозащищенности.The disadvantages of the known automatic control systems that provide automatic approach of maneuverable aircraft (such as the T-35) to the landing include the fact that they underestimate the accuracy of the approach due to poor noise immunity.
Наиболее близкой по технической сущности к заявляемой системе является система автоматического управления заходом на посадку, представленная в патенте RU 2330792.Closest to the technical nature of the claimed system is a system for automatic control of the approach described in patent RU 2330792.
Данная система содержит глиссадный радиоприемник, датчики угла тангажа и угловой скорости тангажа, последовательно соединенные вычислитель управляющих сигналов радиомаяка и нелинейный фильтр, а также вычислитель канала тангажа, причем выход глиссадного радиоприемника подключен к первому входу вычислителя управляющих сигналов радиомаяка, выход датчика угла тангажа подключен ко вторым входам вычислителя управляющих сигналов радиомаяка и вычислителя канала тангажа, первый вход которого соединен с выходом нелинейного фильтра, третий вход соединен с выходом датчика угловой скорости тангажа, четвертый вход связан с ручкой управления по сигналу автоматической балансировки, а выход подключен к приводу руля высоты.This system contains a glidepath radio receiver, pitch angle and pitch angular velocity sensors, a beacon control signal calculator and a nonlinear filter, as well as a pitch channel calculator, the output of the glide path radio receiver is connected to the first input of the beacon control signal calculator, the pitch angle sensor output is connected to the second the inputs of the transmitter of the control signals of the beacon and the calculator of the pitch channel, the first input of which is connected to the output of the nonlinear filter, the third the input is connected to the output of the pitch angle sensor, the fourth input is connected to the control handle by an automatic balancing signal, and the output is connected to the elevator drive.
Недостатком данной системы автоматического управления является то, что она не обеспечивает высокой точности захода маневренного самолета на посадку ввиду того, что используемый в системе нелинейный фильтр только частично уменьшает величину помехи в сигналах глиссадного радиомаяка.The disadvantage of this automatic control system is that it does not provide high accuracy of maneuverable aircraft landing approach due to the fact that the non-linear filter used in the system only partially reduces the amount of interference in the signals of the glide path beacon.
Целью заявленного изобретения является повышение точности захода самолета на посадку путем улучшения помехозащищенности системы автоматического управления.The aim of the claimed invention is to increase the accuracy of the aircraft approach by landing by improving the noise immunity of the automatic control system.
Поставленная цель достигается за счет того, что в систему автоматического управления самолетом при заходе на посадку, содержащую глиссадный радиоприемник, датчики угла тангажа и угловой скорости тангажа, вычислитель управляющих сигналов радиомаяка и вычислитель канала тангажа, причем выход глиссадного радиоприемника подключен к первому входу вычислителя управляющих сигналов радиомаяка, выход датчика угла тангажа подключен ко вторым входам вычислителя управляющих сигналов радиомаяка и вычислителя канала тангажа, третий вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости тангажа, четвертый вход связан с ручкой управления по сигналу автоматической балансировки, а выход подключен к приводу руля высоты, дополнительно введены линейный фильтр, последовательно соединенные дифференцирующее устройство, первое пороговое устройство и первое запоминающее устройство, последовательно соединенные первый блок «чистое запаздывание», первое коммутационное устройство и второе запоминающее устройство, второе, третье и четвертое коммутационные устройства, выходы которых через первый сумматор соединены с первым входом вычислителя канала тангажа, последовательно соединенные пятое коммутационное устройство, интегрирующее устройство, второй сумматор, второе пороговое устройство, логический блок «ИЛИ» и второй блок «чистое запаздывание», последовательно соединенные третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом интегрирующего устройства, и третье пороговое устройство, выход которого подключен ко второму входу логического блока «ИЛИ», последовательно соединенные счетчик времени, четвертое пороговое устройство и логический блок «И», второй вход которого соединен с выходом логического блока «ИЛИ», и шестое коммутационное устройство, причем первый вход линейного фильтра соединен с выходом вычислителя управляющих сигналов радиомаяка, второй вход линейного фильтра соединен с выходом шестого коммутационного устройства, управляющий вход которого соединен с выходом логического блока «И», выход линейного фильтра подключен к входам дифференцирующего устройства и первого блока «чистое запаздывание», ко вторым входам второго и третьего сумматоров, к сигнальным входам третьего коммутационного устройства и четвертого коммутационного устройства, к управляющему входу которого подключен выход второго блока «чистое запаздывание», соединенный также со вторыми входами запоминающих устройств, при этом выход первого запоминающего устройства подключен к счетчику времени, к управляющим входам первого, второго, третьего и пятого коммутационных устройств, сигнальный вход пятого коммутационного устройства соединен с задатчиком сигнала, соответствующего максимально возможной скорости изменения сигнала линейного фильтра, а выход второго запоминающего устройства подключен к сигнальным входам второго и шестого коммутационных устройств и к третьим, инвертирующим, входам второго и третьего сумматоров.This goal is achieved due to the fact that in the automatic control system of the aircraft during the approach, containing a glide path radio receiver, pitch angle and pitch angular velocity sensors, a beacon control signal transmitter and a pitch channel calculator, the output of the glide path radio receiver is connected to the first input of the control signal calculator a beacon, the output of the pitch angle sensor is connected to the second inputs of the calculator of the control signals of the beacon and the calculator of the pitch channel, the third input of which o connected to the output of the pitch angular velocity sensor, the fourth input is connected to the control handle by an automatic balancing signal, and the output is connected to the elevator drive, an additional linear filter, a differentiating device connected in series, a first threshold device and a first storage device, a first block connected in series “Pure delay”, the first switching device and the second storage device, the second, third and fourth switching devices, the outputs of which through the first adder connected to the first input of the calculator of the pitch channel, the fifth switching device, the integrating device, the second adder, the second threshold device, the OR logic unit and the second net delay unit, the third adder connected in series with the first input connected to the output of the integrating device, and a third threshold device, the output of which is connected to the second input of the logical block "OR", a time counter connected in series, the fourth the burner device and the logic block “I”, the second input of which is connected to the output of the logic block “OR”, and the sixth switching device, wherein the first input of the line filter is connected to the output of the calculator of the control signals of the beacon, the second input of the linear filter is connected to the output of the sixth switching device, the control input of which is connected to the output of the logical block “AND”, the output of the line filter is connected to the inputs of the differentiating device and the first block “net delay”, to the second inputs of the second and five adders, to the signal inputs of the third switching device and the fourth switching device, to the control input of which the output of the second “clean delay” unit is connected, also connected to the second inputs of the storage devices, while the output of the first storage device is connected to the time counter, to the control inputs of the first , of the second, third and fifth switching devices, the signal input of the fifth switching device is connected to a signal generator corresponding to the maximum possible zhnoy linear ramp signal of the filter, and the output of the second memory is connected to the signal inputs of the second and the sixth switching devices and to a third, inverting, inputs of second and third adders.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема предлагаемой системы автоматического управления самолетом при заходе на посадку.The invention is illustrated in the drawing, which shows a block diagram of the proposed system for automatic control of the aircraft during approach.
Данная система содержит глиссадный радиоприемник 1, датчик 2 угла тангажа, датчик 3 угловой скорости тангажа, вычислитель 4 управляющих сигналов радиомаяка, вычислитель 5 канала тангажа, линейный фильтр 6, дифференцирующее устройство 7, первое пороговое устройство 8, первое запоминающее устройство 9, первый блок 10 «чистое запаздывание», первое коммутационное устройство 11, второе запоминающее устройство 12, второе коммутационное устройство 13, третье коммутационное устройство 14, четвертое коммутационное устройство 15, первый сумматор 16, пятое коммутационное устройство 17, интегрирующее устройство 18, второй сумматор 19, второе пороговое устройство 20, логический блок 21 «ИЛИ», второй блок 22 «чистое запаздывание», третий сумматор 23, третье пороговое устройство 24, счетчик 25 времени, четвертое пороговое устройство 26, логический блок 27 «И» и шестое коммутационное устройство 28.This system comprises a glidepath radio receiver 1, a pitch angle sensor 2, a pitch angle sensor 3, a beacon control signal calculator 4, a pitch channel calculator 5, a line filter 6, a differentiator 7, a first threshold device 8, a first memory device 9, a first block 10 “Pure delay”, the first switching device 11, the second storage device 12, the second switching device 13, the third switching device 14, the fourth switching device 15, the first adder 16, fifth to switching device 17, integrating device 18, second adder 19, second threshold device 20, OR logic block 21, second net delay unit 22, third adder 23, third threshold device 24, time counter 25, fourth threshold device 26, logical block 27 "And" and the sixth switching device 28.
Сигнал εГ c глиссадного радиоприемника 1 поступает на первый вход вычислителя 4 управляющих сигналов радиомаяка, на второй вход которого поступает сигнал с датчика 2 угла тангажа. В данном вычислителе формируется часть алгоритма управления системы при автоматическом заходе на посадку самолета, пропорциональная углам εГ и ϑ и их производным. Однако, в частности, в сигнале, поступающем с глиссадного радиомаяка в глиссадный радиоприемник 1, имеет место существенный уровень помех, влияние которых существенно для обеспечения требуемого качества захода самолета на посадку. Сигналы с выхода датчика 2 угла тангажа и датчика 3 угловой скорости тангажа подают соответственно на второй и третий входы вычислителя 5 канала тангажа, на четвертый вход которого подают сигнал балансировочного положения ручки управления. В данном вычислителе формируется алгоритм автоматического управления, пропорциональный углу тангажа и его производным. Сигнал с выхода вычислителя 4 управляющих сигналов радиомаяка подают в устройство логической фильтрации, а именно на первый вход линейного фильтра 6 (с малой постоянной времени), служащего для безударного переключения логических операций. Сигнал с выхода фильтра 6 подают на последовательно соединенные дифференцирующее устройство 7, пороговое устройство 8 и запоминающее устройство 9. Отметим, что производная изменения управляющего сигнала при нормально (без помех) функционирующей работе принимает определенное максимальное по абсолютной величине значение. Если это значение при наличии помехи превышает максимально допустимое, то на выходе порогового устройства 8 вырабатывается ненулевой сигнал, который фиксируется первым запоминающим устройством 9. Сигнал с выхода линейного фильтра 6 подают также на последовательно соединенные первый блок 10 «чистое запаздывание», в котором формируют (при цифровой реализации) величину сигнала фильтра 6 на предыдущем шаге, первое коммутационное устройство 11, на управляющий вход которого подают сигнал с выхода первого 9 запоминающего устройства, осуществляющего подключение сигнала фильтра 6 на предыдущем шаге ко второму запоминающему устройству 12. Таким образом, на выходе второго запоминающего устройства 12 формируется сигнал фильтра 6 на предыдущем шаге квантования по времени при условии, что производная изменения сигнала на выходе линейного фильтра 6 больше по абсолютной величине предельно допустимого значения.The signal ε Г c from the glide path radio receiver 1 is fed to the first input of the transmitter 4 of the control signals of the beacon, the second input of which receives a signal from the pitch angle sensor 2. In this calculator, a part of the control algorithm of the system is formed during an automatic approach to the aircraft, proportional to the angles ε G and ϑ and their derivatives. However, in particular, in the signal coming from the glide path beacon to the glide path radio receiver 1, there is a significant level of interference, the influence of which is essential to ensure the required quality of the aircraft landing approach. The signals from the output of the pitch angle sensor 2 and the pitch angle sensor 3 are supplied respectively to the second and third inputs of the pitch channel calculator 5, the fourth input of which supplies a signal for the balancing position of the control handle. In this calculator, an automatic control algorithm is generated proportional to the pitch angle and its derivatives. The signal from the output of the transmitter 4 of the control signals of the beacon is fed to a logical filtering device, namely, to the first input of the linear filter 6 (with a small time constant), which serves to shockless switching of logical operations. The signal from the output of the filter 6 is fed to a differentiating device 7, a threshold device 8, and a memory device 9 connected in series. Note that the derivative of the change in the control signal during normal (without interference) functioning operation takes a certain maximum value in absolute value. If this value in the presence of interference exceeds the maximum allowable, then a non-zero signal is generated at the output of the threshold device 8, which is fixed by the first storage device 9. The signal from the output of the line filter 6 is also fed to the “pure delay” block 10 connected in series, in which ( in digital implementation) the value of the signal of the filter 6 in the previous step, the first switching device 11, to the control input of which a signal is output from the output of the first 9 storage device, its connection of the filter signal 6 at the previous step to the second storage device 12. Thus, at the output of the second storage device 12, the filter signal 6 is generated at the previous time quantization step, provided that the derivative of the signal at the output of the linear filter 6 is greater in absolute value allowable value.
Также в системе используются второе, третье и четвертое коммутационные устройства 13, 14 и 15. Причем управляющий и сигнальный входы коммутационного устройства 13 соединены с выходами первого 9 и второго 12 запоминающих устройств соответственно. В случае если производная сигнала линейного фильтра 6 больше предельного значения, с выхода второго коммутационного устройства 13 на первый вход сумматора 16 подается управляющий сигнал со второго запоминающего устройства 12, т.е. сигнал фильтра 6 на предыдущем шаге. Сигнальный вход третьего коммутационного устройства 14 соединен с выходом фильтра 6, а управляющий вход - с выходом первого запоминающего устройства 9, и в случае, если производная сигнала линейного фильтра 6 больше предельного значения, происходит отключение выходного сигнала третьего коммутационного устройства 14 от второго входа сумматора 16. При этом на третий вход сумматора 16 подается сигнал фильтра 6 посредством четвертого коммутационного устройства 15, на управляющий вход которого поступает сигнал со второго блока «чистое запаздывание». Как ранее отмечалось, управляющий сигнал на выходе линейного фильтра 6 может изменяться во времени с фиксированной максимальной скоростью, поэтому необходимо сформировать область возможных изменений управляющего сигнала во времени и определить момент, когда он попадает в заданную область, и принять решение о присвоении сигналу соответствующего значения. Для этого был принят следующий алгоритм: если время, в течение которого управляющий сигнал принимает значения в сформированной области, меньше порогового, например 1 сек, то в качестве управляющего сигнала принимается сигнал, величина которого соответствует значению, запомненному вторым запоминающим устройством 12, а если больше порогового - величина управляющего сигнала соответствует текущему значению.The system also uses the second, third and fourth switching devices 13, 14 and 15. Moreover, the control and signal inputs of the switching device 13 are connected to the outputs of the first 9 and second 12 storage devices, respectively. If the derivative of the signal of the linear filter 6 is greater than the limit value, from the output of the second switching device 13, a control signal from the second storage device 12 is supplied to the first input of the adder 16, i.e. filter 6 signal in the previous step. The signal input of the third switching device 14 is connected to the output of the filter 6, and the control input is connected to the output of the first storage device 9, and if the derivative of the signal of the linear filter 6 is greater than the limit value, the output signal of the third switching device 14 is disconnected from the second input of the adder 16 . At the same time, the signal of the filter 6 is supplied to the third input of the adder 16 by means of the fourth switching device 15, the control input of which receives a signal from the second block “pure delayed” e ". As previously noted, the control signal at the output of the linear filter 6 can change in time with a fixed maximum speed, therefore, it is necessary to form a region of possible changes in the control signal in time and determine the moment when it falls into a given area, and decide on assigning the corresponding value to the signal. For this, the following algorithm was adopted: if the time during which the control signal takes values in the generated region is less than the threshold, for example 1 second, then a signal whose value corresponds to the value stored by the second storage device 12 is accepted as a control signal, and if more threshold - the value of the control signal corresponds to the current value.
Для реализации ранее изложенного в системе используются последовательно соединенные пятое коммутационное устройство 17, на сигнальный вход которого подают сигнал, соответствующий максимально возможному значению скорости изменения сигнала линейного фильтра 6, а на управляющий вход - сигнал с выхода первого запоминающего устройства 9, осуществляющего замыкание нормально разомкнутого контакта данного коммутационного устройства, интегрирующее устройство 18, второй сумматор 19, второй вход которого соединен с выходом фильтра 6, а третий, инвертирующий, вход соединен с выходом второго запоминающего устройства 12, второе пороговое устройство 20, срабатывающее при условии отрицательного значения сигнала второго сумматора 19, логический блок 21 «ИЛИ» и второй блок 22 «чистое запаздывание». Таким образом, формируется максимально возможное значение сигнала линейного фильтра 6. Для формирования минимально возможного значения используется третий сумматор 23, первый вход которого соединен с выходом интегрирующего устройства 18, второй вход соединен с выходом фильтра 6, а третий, инвертирующий, - с выходом второго запоминающего устройства 12. Также вводится третье пороговое устройство 24, вход которого соединен с выходом третьего сумматора 23, а выход - со вторым входом логического блока 21 «ИЛИ».To implement the previously described in the system, the fifth switching device 17 is connected in series, to the signal input of which a signal corresponding to the maximum possible value of the change rate of the signal of the linear filter 6 is supplied, and to the control input, a signal from the output of the first memory device 9, which closes the normally open contact this switching device, the integrating device 18, the second adder 19, the second input of which is connected to the output of the filter 6, and the third, inv The gate, the input is connected to the output of the second storage device 12, the second threshold device 20, triggered when the signal of the second adder 19 is negative, the logic block 21 is “OR” and the second block 22 is “pure delay”. Thus, the maximum possible value of the signal of the linear filter 6 is formed. To form the minimum possible value, a third adder 23 is used, the first input of which is connected to the output of the integrating device 18, the second input is connected to the output of the filter 6, and the third, inverting, with the output of the second memory devices 12. A third threshold device 24 is also introduced, the input of which is connected to the output of the third adder 23, and the output to the second input of the OR logical block 21.
Кроме того, используются последовательно соединенные счетчик 25 времени, вход которого соединен с выходом первого запоминающего устройства 9 (отметим, что под воздействием ненулевого сигнала данного устройства осуществляется «запуск» счетчика 25 времени, а при нулевом сигнале - обнуление счетчика времени), четвертое пороговое устройство 26 и логический блок 27 «И», на второй вход которого подают сигнал с логического блока 21 «ИЛИ», фиксирующего нахождение сигнала фильтра 6 в заданной временной области. При совпадении единичных сигналов на выходах блоков 26 и 21 на выходе логического блока 27 «И» формируется сигнал, который подают на управляющий вход шестого коммутационного устройства 28, на сигнальный вход которого поступает сигнал со второго запоминающего устройства 12 и в качестве начальных условий передается на второй вход линейного фильтра 6. Отметим, что при отключении сигнала второго запоминающего устройства 12 сигнал, соответствующий начальным условиям, на фильтр 6 не поступает.In addition, a time counter 25 is used in series, the input of which is connected to the output of the first storage device 9 (note that under the influence of a non-zero signal of this device, the time counter 25 is “launched”, and when the signal is zero, the time counter is reset), the fourth threshold device 26 and the logical block 27 “AND”, to the second input of which a signal is supplied from the logical block 21 “OR”, fixing the location of the signal of the filter 6 in a given time domain. With the coincidence of single signals at the outputs of blocks 26 and 21 at the output of the logical block 27 "And" a signal is generated that is fed to the control input of the sixth switching device 28, the signal input of which receives a signal from the second storage device 12 and is transferred to the second as initial conditions the input of the linear filter 6. Note that when the signal of the second storage device 12 is turned off, the signal corresponding to the initial conditions is not supplied to the filter 6.
Сигнал с выхода второго блока 22 «чистое запаздывание» подают на вторые входы первого 9 и второго 12 запоминающих устройств, тем самым обнуляют выходные сигналы данных блоков, а также подают его на второй вход четвертого коммутационного устройства 15, подключая сигнал фильтра 6 к третьему входу первого сумматора 16. Управляющий сигнал, логически зафильтрованный, с выхода данного сумматора поступает на первый вход вычислителя 5 тангажа и с его выхода на привод руля высоты, осуществляя автоматическое управление самолетом при заходе на посадку.The signal from the output of the second block 22 "pure delay" is fed to the second inputs of the first 9 and second 12 storage devices, thereby zeroing the output signals of these blocks, and also feed it to the second input of the fourth switching device 15, connecting the filter signal 6 to the third input of the first adder 16. The control signal, logically filtered, from the output of this adder is fed to the first input of the pitch calculator 5 and from its output to the elevator control, automatically controlling the aircraft during approach.
Как показали результаты моделирования предлагаемой системы автоматического управления в составе комплексной системы управления КСУ-35 для маневренного самолета Т-35, благодаря использованию сформированного логического фильтра удалось повысить помехозащищенность системы и тем самым повысить точность захода самолета на посадку.As the simulation results of the proposed automatic control system as part of the KSU-35 integrated control system for the T-35 maneuverable aircraft showed, using the generated logical filter, it was possible to increase the noise immunity of the system and thereby increase the accuracy of the aircraft landing approach.
Отметим, что используемый в данной системе логический фильтр является универсальным и в настоящее время проходит летные испытания в системе автоматического управления тормозами на самолете Т-35 фирмы «Сухой».Note that the logic filter used in this system is universal and is currently undergoing flight tests in the automatic brake control system on a Sukhoi T-35 aircraft.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010146312/11A RU2449923C1 (en) | 2010-11-15 | 2010-11-15 | Aircraft landing approach acs |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010146312/11A RU2449923C1 (en) | 2010-11-15 | 2010-11-15 | Aircraft landing approach acs |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2449923C1 true RU2449923C1 (en) | 2012-05-10 |
Family
ID=46312227
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010146312/11A RU2449923C1 (en) | 2010-11-15 | 2010-11-15 | Aircraft landing approach acs |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2449923C1 (en) |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1141357A (en) * | 1965-03-18 | 1969-01-29 | Int Standard Electric Corp | Radio navigation system |
| GB1488744A (en) * | 1974-06-19 | 1977-10-12 | Sundstrand Data Control | Aircraft landing approach ground proximity warning instrument |
| RU2040434C1 (en) * | 1993-01-18 | 1995-07-25 | Бабушкин Соломон Абрамович | Aircraft automatic landing control system |
| RU2259630C1 (en) * | 2004-04-05 | 2005-08-27 | Пензенская государственная технологическая академия | Device for automatic-phase control of pulse generator |
| SU1012524A1 (en) * | 1981-06-12 | 2005-09-27 | М.Л. Пхор | APPROACH CONTROL SYSTEM |
| SU762327A1 (en) * | 1978-06-14 | 2005-10-10 | А.Н. Митриченко | DEVICE FOR CONTROL OF AIRPLANE AT A GOING |
| RU2330792C1 (en) * | 2006-12-01 | 2008-08-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Aircraft approach landing acs |
-
2010
- 2010-11-15 RU RU2010146312/11A patent/RU2449923C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1141357A (en) * | 1965-03-18 | 1969-01-29 | Int Standard Electric Corp | Radio navigation system |
| GB1488744A (en) * | 1974-06-19 | 1977-10-12 | Sundstrand Data Control | Aircraft landing approach ground proximity warning instrument |
| SU762327A1 (en) * | 1978-06-14 | 2005-10-10 | А.Н. Митриченко | DEVICE FOR CONTROL OF AIRPLANE AT A GOING |
| SU1012524A1 (en) * | 1981-06-12 | 2005-09-27 | М.Л. Пхор | APPROACH CONTROL SYSTEM |
| RU2040434C1 (en) * | 1993-01-18 | 1995-07-25 | Бабушкин Соломон Абрамович | Aircraft automatic landing control system |
| RU2259630C1 (en) * | 2004-04-05 | 2005-08-27 | Пензенская государственная технологическая академия | Device for automatic-phase control of pulse generator |
| RU2330792C1 (en) * | 2006-12-01 | 2008-08-10 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") | Aircraft approach landing acs |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR101669412B1 (en) | Method and apparatus of measuring depth information for 3d camera | |
| WO2020180373A3 (en) | Aircraft control system and method | |
| EP4309964A3 (en) | Vehicle cleaner system and vehicle cleaner control device | |
| US3814912A (en) | Gust compensation for angle-of-attack reference aircraft speed control system | |
| WO2020046499A3 (en) | Embedded universal serial bus 2 repeater | |
| EP2177966A3 (en) | Systems and methods for unmanned aerial vehicle navigation | |
| US10338090B2 (en) | Airspeed estimation system | |
| WO2008127362A3 (en) | Aircraft with transient-discriminating propeller balancing system | |
| WO2018075903A3 (en) | Distributed acceleration sensing for robust disturbance rejection | |
| AU582545B2 (en) | Echo canceller systems | |
| US20180088594A1 (en) | Method for stabilizing mission equipment using unmanned aerial vehicle command and posture information | |
| RU2017105426A (en) | SYSTEM AND METHOD FOR CONTROLING MOVEMENT OF FLIGHTS OF Aircraft | |
| WO2019219583A3 (en) | Fire protection robot, system comprising the fire protection robot, and method for using the same | |
| EP4336215A3 (en) | Determining objects of interest for active cruise control | |
| RU2449923C1 (en) | Aircraft landing approach acs | |
| CA2030317C (en) | Microcontroller for controlling an airborne vehicle | |
| US20120248260A1 (en) | Flight Trajectory Compensation System for Airspeed Variations | |
| RU2449922C1 (en) | Aircraft landing approach automatic control | |
| US3860800A (en) | Automatic pitch axis control system for aircraft | |
| WO2009031530A1 (en) | Photoelectric sensor | |
| RU2330792C1 (en) | Aircraft approach landing acs | |
| WO2010127675A3 (en) | Method for compensation of gyroscopic forces of a rotor in a helicopter | |
| WO2009037977A1 (en) | Elastic wave measuring device and method | |
| RU2012150114A (en) | AIRCRAFT AUTOMATIC CONTROL SYSTEM AT ENTRY | |
| FI20115286L (en) | Device comprising a reader and method for controlling the function of the reader |