RU2486108C1 - Helicopter rotor rpm control system - Google Patents
Helicopter rotor rpm control system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2486108C1 RU2486108C1 RU2011146758/11A RU2011146758A RU2486108C1 RU 2486108 C1 RU2486108 C1 RU 2486108C1 RU 2011146758/11 A RU2011146758/11 A RU 2011146758/11A RU 2011146758 A RU2011146758 A RU 2011146758A RU 2486108 C1 RU2486108 C1 RU 2486108C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- rpm
- value
- speed
- revolutions
- Prior art date
Links
Landscapes
- Emergency Alarm Devices (AREA)
- Toys (AREA)
- Alarm Systems (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке систем сигнализации о пилотажных параметрах вертолета.The invention relates to aircraft and can be used in the development of alarm systems about the flight parameters of the helicopter.
Наиболее близким аналогом заявляемого устройства по назначению является система контроля оборотов несущего винта (НВ) вертолета Ми-171 («Вертолет Ми-171. Руководство по летной эксплуатации», Воениздат, кн.1, 8.23.1/2; 84.62.00, 1985 г.), использующая блок сигнализации граничных оборотов (БСГО-400).The closest analogue of the claimed device for the intended purpose is the rotor speed control (rotor) of the Mi-171 helicopter ("Mi-171 helicopter. Flight operation manual", Military Publishing House, book 1, 8.23.1 / 2; 84.62.00, 1985 d.), using the boundary speed signaling unit (BSGO-400).
Система содержит датчик оборотов НВ, блок сигнализации граничных оборотов с двумя одновибраторами (генераторами импульсов), а также светосигнальное табло «Обороты НВ низкие» и светосигнальное табло «Обороты НВ высокие».The system contains a rotational speed sensor HB, a signaling unit of boundary revolutions with two one-shots (pulse generators), as well as a light-signal display “Low-speed RPM” and a light-signal display “High-speed RPM”.
Входной сигнал от датчика оборотов НВ, частота которого пропорциональна оборотам несущего винта, сравнивается по длительности с эталонными сигналами двух последовательно соединенных одновибраторов (генераторов импульсов).The input signal from the HB RPM sensor, whose frequency is proportional to the rotor speed, is compared in duration with the reference signals of two series-connected single-vibrators (pulse generators).
Если длительность периода входного сигнала меньше длительности импульса первого одновибратора или больше длительности импульса второго одновибратора, то на одном из двух выходов блока сигнализации граничных оборотов появляется соответственно сигнал о повышении или понижении оборотов НВ.If the duration of the input signal period is less than the pulse duration of the first one-shot or more than the pulse duration of the second one-shot, then a signal about increasing or decreasing the speed of the HB appears respectively at one of the two outputs of the signaling unit of the boundary revolutions.
Однако наличие на вертолете системы контроля оборотов несущего винта с подобной сигнализацией о пилотажных параметрах вертолета оказывается недостаточным вследствие недостаточной точности поддержания заданных предельных оборотов (±2%).However, the presence of a rotor control system on the helicopter with a similar alarm about the flight parameters of the helicopter is insufficient due to the insufficient accuracy of maintaining the set maximum revolutions (± 2%).
Это может препятствовать выработке правильной оценки полетной ситуации пилотом и принятия им своевременных решений при эксплуатации вертолета, что особенно важно при выполнении заходов на посадку и при посадке.This may prevent the pilot from correctly assessing the flight situation and making timely decisions when operating the helicopter, which is especially important when landing and landing.
Задачей заявляемого изобретения является создание системы контроля оборотов несущего винта вертолета, которая обеспечит большую точность поддержания оборотов несущего винта и улучшит благодаря этому адаптацию пилота к летной обстановке, обеспечит выработку необходимого «стереотипа» оценки им полетной ситуации.The objective of the invention is the creation of a control system for the rotor speed of the rotor of the helicopter, which will provide greater accuracy in maintaining the rotor speed of the rotor and thereby improve the adaptation of the pilot to the flight situation, will ensure the development of the necessary "stereotype" for assessing the flight situation.
Поставленная задача решена благодаря тому, что в системе контроля оборотов несущего винта вертолета, содержащей датчик оборотов несущего винта, индикатор оборотов несущего винта и блок сигнализации граничных оборотов несущего винта, включающий средства сравнения текущего значения оборотов с заданными максимальным и минимальным значениями, связанные с системой световой сигнализации, в соответствии с изобретением блок сигнализации граничных оборотов несущего винта выполнен в виде схемы нормализации текущего значения сигналов датчика оборотов и вычислителя со средствами сравнения текущего значения оборотов с заданными максимальным и минимальным значениями, который снабжен дополнительно средством определения градиента оборотов несущего винта и сравнения его с заданной предельной величиной, соответствующий выход которого связан с речевым информатором.The problem is solved due to the fact that the rotor speed control system of the helicopter containing the rotor speed sensor, the rotor speed indicator and the rotor boundary speed signaling unit, which includes means for comparing the current speed value with the specified maximum and minimum values associated with the light system signaling system, in accordance with the invention, the rotor boundary speed signaling unit is made in the form of a normalization circuit of the current sensor value and revolutions and the calculator with means for comparing the current value of revolutions with the specified maximum and minimum values, which is additionally equipped with a means for determining the rotor speed gradient of the rotor and comparing it with a predetermined limit value, the corresponding output of which is associated with a speech informant.
При этом средства сравнения текущего значения оборотов несущего винта с заданными максимальным и минимальными значениями настроены соответственно на предельные значения оборотов более 98% и менее 92% от номинального значения, а средства сравнения градиента оборотов - на предельное значение 2% в секунду в рабочем диапазоне оборотов несущего винта от 92% до 98%.In this case, the means of comparing the current value of the rotor revolutions with the specified maximum and minimum values are set accordingly to the limit values of revolutions of more than 98% and less than 92% of the nominal value, and the means of comparing the gradient of revolutions are set to the limiting value of 2% per second in the operating range of the rotor revolutions screws from 92% to 98%.
Вычислитель снабжен стандартными средствами (функциональными блоками, схемами для обработки информации и вычислений с заданным алгоритмом, с заданной программой), предназначенными для сравнения текущего значения оборотов несущего винта с заданными опорными значениями, а также функциональными блоками для определения градиента изменения значения оборотов и сравнения его с заданным опорным значением.The calculator is equipped with standard tools (function blocks, circuits for processing information and calculations with a given algorithm, with a given program) designed to compare the current value of the rotor revolutions with the given reference values, as well as functional blocks for determining the gradient of the change in the value of revolutions and comparing it with set reference value.
Система предусматривает нормализацию сигналов, полученных от датчика оборотов несущего винта, с последующим сравнением их текущего значения (в цифровой форме, в процентах от номинального) с заданными максимальным и минимальным пороговыми значениями (в соответствующих функциональных блоках вычислителя; с помощью программы ЭВМ). Выходы с вычислителя через первую и вторую ключевые схемы (электронные ключи) связаны с соответствующими световыми сигнализаторами: светосигнальными табло «Обороты малы» (при значениях менее 92% от номинального) или «Обороты высоки» (при значениях более 98%), а другой выход вычислителя через третью ключевую схему подан на речевой информатор: «Обороты падают» (при значениях градиента более 2% в секунду).The system provides for the normalization of signals received from the rotor speed sensor, followed by a comparison of their current value (in digital form, as a percentage of the nominal value) with the specified maximum and minimum threshold values (in the corresponding function blocks of the calculator; using a computer program). The outputs from the computer through the first and second key circuits (electronic keys) are connected to the corresponding light signaling devices: the light signals “Turnovers are small” (at values less than 92% of the nominal) or “Turnovers are high” (at values over 98%), and the other output the computer through the third key scheme is submitted to the voice informant: “Turnovers are falling” (with gradient values of more than 2% per second).
Использование в предлагаемой системе контроля оборотов несущего винта вертолета, в его блоке сигнализации граничных оборотов, вычислителя с системой функциональных блоков для анализа текущего значения оборотов и функциональных блоков для вычисления и анализа градиента оборотов позволяет повысить на порядок точность работы системы (точность измерений ±0,2%) в сравнении с устройством-аналогом БСГО-400 (точность ±2%).Using the rotor rotor speed control system in the proposed system, in its signaling unit of boundary revolutions, a calculator with a system of functional blocks for analyzing the current value of revolutions and functional blocks for calculating and analyzing the revolution gradient allows increasing the accuracy of the system by an order of magnitude (measurement accuracy ± 0.2 %) in comparison with the BSGO-400 analogue device (accuracy ± 2%).
Система обеспечивает более точное поддержание оборотов несущего винта и таким образом более точную оценку полетной ситуации для принятия пилотом адекватных решений. Благодаря возможности контроля не только оборотов несущего винта, но и градиента падения оборотов устройство позволяет повысить точность сигнализации о пилотажных параметрах вертолета и в результате повысить эксплуатационную надежность вертолета на предельно допустимых режимах полета. Система особенно эффективна, в частности, для приобретения летных навыков при обучении курсантов летных училищ. Элементы систем световой и речевой индикации установлены на приборных досках в кабине экипажа. Выходные сигналы первой и второй ключевой схем могут быть подключены к светосигнальным табло «Обороты винта высоки» и «Обороты винта малы», или оба сигнала могут быть объединены в одно световое табло «Обороты НВ». Одновременно можно выполнить и речевые сообщения «Обороты винта высоки» и «Обороты винта малы». Сигнал от третьей ключевой схемы подключен к речевому информатору «Обороты падают» и может быть также подключен не только к звуковому (речевому) информатору, но также и к световому табло «Обороты падают». Все световые сигнализаторы выполнены мигающими.The system provides more accurate maintenance of the rotor speed and thus a more accurate assessment of the flight situation for the pilot to make adequate decisions. Due to the ability to control not only the rotor speed, but also the gradient of the speed drop, the device allows to increase the accuracy of the alarm about the flight parameters of the helicopter and, as a result, increase the operational reliability of the helicopter at the maximum permissible flight conditions. The system is especially effective, in particular, for acquiring flight skills in training cadets of flight schools. Elements of light and voice indication systems are installed on dashboards in the cockpit. The output signals of the first and second key circuits can be connected to the light signal board “The screw speed is high” and “The screw speed is small”, or both signals can be combined into one light board “Turns of the HB". At the same time, you can execute the voice messages “The screw speed is high” and “The screw speed is small”. The signal from the third key circuit is connected to the voice informant “Turnovers fall” and can also be connected not only to the sound (speech) informant, but also to the light board “Turnovers fall”. All light indicators are blinking.
Выходы функциональных блоков вычислителя, предназначенных для сравнения текущего значения оборотов с заданными максимальным и минимальным значениями, и выход функционального блока, предназначенного для сравнения текущего значения градиента с заданной предельной величиной, связаны с постоянным запоминающим устройством и через цифроаналоговый преобразователь - с аварийным регистратором параметров полета.The outputs of the functional blocks of the calculator, designed to compare the current value of revolutions with the specified maximum and minimum values, and the output of the functional block, designed to compare the current value of the gradient with a given limit value, are connected to the read-only memory and, through a digital-to-analog converter, to the emergency recorder of flight parameters.
Заявляемое устройство изображено на фиг.1, представляющем функциональную схему системы контроля оборотов несущего винта вертолета.The inventive device is shown in figure 1, representing a functional diagram of a system for monitoring the rotor speed of a rotor of a helicopter.
Система содержит датчик оборотов несущего винта 1, индикатор оборотов 2, блок питания 3, световые сигнализаторы 4, речевой индикатор 5, блок 6 сигнализации граничных оборотов несущего винта.The system comprises a rotor speed sensor 1, a speed indicator 2, a power supply 3, light signaling devices 4, a speech indicator 5, a rotor boundary speed signaling unit 6.
Блок сигнализации граничных оборотов несущего винта 6 включает блок нормализации сигналов 7 и вычислитель 8 (например, однокристальную микроЭВМ).The rotor boundary rotational speed signaling alarm unit 6 includes a signal normalization unit 7 and a computer 8 (for example, a single-chip microcomputer).
Вычислитель выполнен со стандартными средствами (функциональными блоками, схемами, программами) для сравнения текущего значения оборотов несущего винта с заданными опорными значениями, а также с функциональным блоком для определения градиента оборотов несущего винта и блоком для сравнения текущего значения градиента оборотов с заданным опорным значением.The calculator is made with standard tools (function blocks, circuits, programs) for comparing the current value of the rotor revolutions with the set reference values, as well as with a functional block for determining the rotor revolutions gradient and a block for comparing the current value of the rotor revolutions with the set reference value.
Блок сигнализации граничных оборотов 6 содержит также три электронных ключа 9, 10 и 11, связанные своими управляющими входами с соответствующими выходами упомянутых функциональных блоков сравнения вычислителя 8. Выходы электронных ключей 9 и 10 соединены со светосигнальными табло «Обороты малы» и «Обороты высоки» системы световой сигнализации или с объединенным табло «Обороты НВ». Выход ключа 11 подсоединен к речевому информатору «Обороты падают» системы речевой сигнализации вертолета, но может быть подключен дополнительно и к световому табло «Обороты падают», введенному в систему световой сигнализации (не показано).The boundary revolutions signaling unit 6 also contains three electronic keys 9, 10 and 11, connected by their control inputs to the corresponding outputs of the mentioned function blocks of the comparison of the calculator 8. The outputs of the electronic keys 9 and 10 are connected to the light-signal boards “Turns are small” and “Turns are high” of the system light alarm or with a combined scoreboard "Turnover HB". The output of the key 11 is connected to the voice informant “Turnovers fall” of the helicopter's voice alarm system, but can also be connected to the light board “Turnovers fall” entered into the light signaling system (not shown).
Выход датчика оборотов несущего винта 1 соединен с индикатором оборотов несущего винта 2 и с входом схемы нормализации сигналов 7, выход которой соединен с входом вычислителя 8.The output of the rotor speed sensor 1 is connected to the rotor speed indicator 2 and to the input of the signal normalization circuit 7, the output of which is connected to the input of the calculator 8.
Блок питания 3 соединен со схемой нормализации сигналов 7 и с вычислителем 8. Вычислитель связан с постоянным запоминающим устройством 12 и через цифроаналоговый преобразователь 13 соединен двумя входами блока регистрации параметров полета 14. Один вход блока 14 предназначен для регистрации оборотов несущего винта, и второй вход - для регистрации градиента оборотов.The power supply 3 is connected to the signal normalization circuit 7 and to the calculator 8. The calculator is connected to the read-only memory 12 and connected via two digital-to-analog converters 13 to the two inputs of the flight parameter registration unit 14. One input of block 14 is used to register rotor rotations, and the second input for registration of a gradient of turns.
Система контроля оборотов несущего винта вертолета работает следующим образом.The control system of the rotor rotor of the helicopter operates as follows.
Система контроля оборотов вступает в работу только после отрыва колес шасси от земли, для чего в цепи блока питания 3 установлен релейный элемент, замыкающий цепь при обжатии шасси.The speed control system comes into operation only after the chassis wheels are torn off the ground, for which purpose a relay element is installed in the power supply circuit 3, which closes the circuit when the chassis is crimped.
Сигнал оборотов несущего винта вертолета от датчика 1 преобразуют в схеме нормализации сигналов 7 в цифровую форму, выражающую текущее значение частоты вращения НВ (в % от номинального). В вычислителе 8 с помощью соответствующего стандартного функционального блока сравнения (схемы сравнения) сравнивают текущее значение нормализованного сигнала частоты вращения НВ с заданными опорными максимальным и минимальным его значениями. При превышении текущим значением оборотов (частоты вращения) НВ заданного максимального опорного сигнала формируют сигнал на управляющий вход первого электронного ключа 9, соединенного своим выходом со световым табло «Обороты высоки», а при текущем значении оборотов несущего винта вертолета, меньшем заданного минимального опорного сигнала, формируют управляющий сигнал на второй электронный ключ 10, соединенный своим выходом со световым табло «Обороты малы».The rotor rotor speed signal from the sensor 1 is converted into a signal normalization circuit 7 into a digital form expressing the current value of the rotational speed of the HB (in% of the nominal). In the calculator 8, using the corresponding standard functional comparison unit (comparison circuit), the current value of the normalized signal of the rotational speed of the HB is compared with the specified reference maximum and minimum values thereof. If the current value of the revolutions (rotation speed) of the HB of the specified maximum reference signal is generated, a signal is generated to the control input of the first electronic key 9 connected to the output with a high speed indicator, and when the rotor rotor speed is less than the specified minimum reference signal, form a control signal to a second electronic key 10, connected by its output to the light panel “Turnovers are small”.
Функциональный блок вычислителя 8, предназначенный для вычисления градиента оборотов, определяет скорость изменения оборотов НВ, а блок сравнения вычислителя 8 сравнивает его с заданным опорным сигналом, соответствующим его максимальному значению. При превышении градиентом заданного порогового значения на выходе блока сравнения формируется сигнал на управляющий вход третьего электронного ключа 11, выход которого соединен с речевым информатором «Обороты падают».The functional unit of the calculator 8, designed to calculate the gradient of revolutions, determines the rate of change of revolutions of the HB, and the comparison unit of the calculator 8 compares it with a given reference signal corresponding to its maximum value. When the gradient exceeds a predetermined threshold value at the output of the comparison unit, a signal is generated at the control input of the third electronic key 11, the output of which is connected to the voice informant “Turnovers are falling”.
Условия срабатывания светосигнальных табло о нарушении разрешенного эксплуатационного диапазона оборотов НВ от 92% до 98% и о темпе падения оборотов НВ более 2% в секунду установлены из условия недопущения критического состояния несущей системы вертолета.The conditions for the operation of the light-signal boards about the violation of the permitted operational range of aircraft revolutions from 92% to 98% and about the rate of incidence of aircraft revolutions more than 2% per second are established from the condition of preventing the critical state of the helicopter carrier system.
Выходные сигналы об оборотах несущего винта и градиенте оборотов через цифроаналоговый преобразователь 13 подаются на соответствующие входы блока аварийной регистрации параметров полета 14.The output signals about the rotor speed and the speed gradient through a digital-to-analog converter 13 are supplied to the corresponding inputs of the emergency recording unit of flight parameters 14.
При падении оборотов несущего винта ниже заданного значения (88 - 92%) направляется сигнал на световое табло «Обороты малы», при превышении заданного максимального значения градиента оборотов более 2% в секунду формируется сигнал звукового оповещения летчика речевым информатором «Обороты падают».When the rotor speed falls below a predetermined value (88 - 92%), a signal is sent to the “Small turns” light panel, when the specified maximum value of the speed gradient exceeds 2% per second, a pilot sound signal is generated by the voice informant “Turns are falling”.
Таким образом, заявляемая система дополнительно информирует летчика об изменении угловой скорости вращения НВ ниже значений, указанных в Руководстве по летной эксплуатации. Наличие контроля оборотов НВ с повышенной точностью обеспечит летчику безопасное пилотирование вертолета в сложных метеоусловиях, а также при заходах на посадку и непосредственно при посадке. Устройство обеспечивает повышенную безопасность полетов на режимах максимальной мощности, т.е. при разного рода монтажно-строительных работах, а также на переходных режимах.Thus, the inventive system additionally informs the pilot about a change in the angular velocity of rotation of the HB below the values specified in the flight manual. Existence of control of revolutions of aircraft with increased accuracy will provide the pilot with safe piloting of the helicopter in difficult weather conditions, as well as during approaches and directly during landing. The device provides increased flight safety at maximum power modes, i.e. during various kinds of installation and construction works, as well as in transitional modes.
Особенную пользу такое устройство будет оказывать при отработке летных навыков у курсантов летных училищ и при отсутствии большой летной практики или для поддержания таковой после длительных перерывов.Such a device will be of particular benefit when practicing flight skills with cadets of flight schools and in the absence of great flight practice or to maintain one after long breaks.
Предлагаемое устройство прошло опытную проверку и показало работоспособность и эффективность.The proposed device has passed an experimental test and has shown operability and efficiency.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011146758/11A RU2486108C1 (en) | 2011-11-18 | 2011-11-18 | Helicopter rotor rpm control system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011146758/11A RU2486108C1 (en) | 2011-11-18 | 2011-11-18 | Helicopter rotor rpm control system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011146758A RU2011146758A (en) | 2013-05-27 |
| RU2486108C1 true RU2486108C1 (en) | 2013-06-27 |
Family
ID=48702158
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011146758/11A RU2486108C1 (en) | 2011-11-18 | 2011-11-18 | Helicopter rotor rpm control system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2486108C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4466526A (en) * | 1982-04-16 | 1984-08-21 | Chandler Evans Inc. | Helicopter engine control with rotor speed decay anticipator |
| SU1267725A1 (en) * | 1985-03-27 | 1999-05-27 | Ульяновский политехнический институт | SIGNALIZER MAXIMUM PERMISSIBLE HELICOPTER SPEED |
| RU2142567C1 (en) * | 1994-04-12 | 1999-12-10 | Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн | Automatic engine speed governing system and method (options) |
| US6012676A (en) * | 1998-03-31 | 2000-01-11 | Sikorsky Aircraft Corporation | Integrated fire and flight control system with automatic engine torque limiting |
| RU2231479C2 (en) * | 2001-10-23 | 2004-06-27 | Открытое акционерное общество "Камов" | Method of maintenance of number of revolutions of helicopter lifting rotor within permissible limits and device for realization of this method |
-
2011
- 2011-11-18 RU RU2011146758/11A patent/RU2486108C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4466526A (en) * | 1982-04-16 | 1984-08-21 | Chandler Evans Inc. | Helicopter engine control with rotor speed decay anticipator |
| SU1267725A1 (en) * | 1985-03-27 | 1999-05-27 | Ульяновский политехнический институт | SIGNALIZER MAXIMUM PERMISSIBLE HELICOPTER SPEED |
| RU2142567C1 (en) * | 1994-04-12 | 1999-12-10 | Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн | Automatic engine speed governing system and method (options) |
| US6012676A (en) * | 1998-03-31 | 2000-01-11 | Sikorsky Aircraft Corporation | Integrated fire and flight control system with automatic engine torque limiting |
| RU2231479C2 (en) * | 2001-10-23 | 2004-06-27 | Открытое акционерное общество "Камов" | Method of maintenance of number of revolutions of helicopter lifting rotor within permissible limits and device for realization of this method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011146758A (en) | 2013-05-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10501152B2 (en) | Structural monitoring system of the hull of a ship integrated with a navigation decision support system | |
| CN104183080B (en) | A kind of cigarette sense fire detecting method and device | |
| CN101837837B (en) | Method for determining and displaying steering indications and steering indicator for implementing said method. | |
| RU2654807C2 (en) | Method for monitoring valve of aircraft engine | |
| RU2665993C2 (en) | Rotorcraft tie-down detector system | |
| EP3370128B1 (en) | Systems and methods for trend monitoring and event prediction | |
| KR102011589B1 (en) | Method and apparatus for identifying wind turbine blade icing state | |
| US11549611B2 (en) | Fault prediction in valve systems through Bayesian framework | |
| CN102360195B (en) | Early warning system and method for state monitoring and fault monitoring of marine main engine | |
| US9205845B2 (en) | System and method for detecting spall initiation and defining end of life in engine components | |
| US6169496B1 (en) | Banked flight stall warning device and method | |
| JP2008230593A (en) | Method and system for monitoring approach of rotary wing aircraft | |
| RU2486108C1 (en) | Helicopter rotor rpm control system | |
| US8839666B2 (en) | Vehicle speed signal falsification detection apparatus, vehicle speed limiting apparatus, vehicle speed signal falsification detection method, and vehicle speed limiting method | |
| GB2491275A (en) | Identifying wind or water turbines for maintenance | |
| RU114664U1 (en) | HELICOPTER SCREW SPEED CONTROL SYSTEM | |
| WO2019051914A1 (en) | Automatic tcs detection method for ship | |
| CN111537063A (en) | Ship lock mechanical vibration monitoring method, device and system | |
| CN110364030B (en) | Method and system for generating alerts to aircraft that may exceed speed limits in a confined space | |
| JP2007076402A (en) | Vehicle state analyzing device, and vehicle state analyzing system | |
| CN113610344B (en) | Pollution early warning method and device, electronic equipment and storage medium | |
| CN111157018B (en) | Detection method, detection device and automatic driving vehicle | |
| US11685534B2 (en) | System and method for determining the real-time effect of ice accumulation on aircraft surfaces on angle of attack during flight | |
| US7337045B2 (en) | Airborne windshear detection and warning system | |
| US9840337B2 (en) | Method and device for activating the display of at least one stall margin indicator of an aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |