RU2689054C1 - Способ управления скоростью полёта самолёта с учетом стабилизации скорости - Google Patents

Способ управления скоростью полёта самолёта с учетом стабилизации скорости Download PDF

Info

Publication number
RU2689054C1
RU2689054C1 RU2018131293A RU2018131293A RU2689054C1 RU 2689054 C1 RU2689054 C1 RU 2689054C1 RU 2018131293 A RU2018131293 A RU 2018131293A RU 2018131293 A RU2018131293 A RU 2018131293A RU 2689054 C1 RU2689054 C1 RU 2689054C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
speed
interceptor
interceptors
sections
value
Prior art date
Application number
RU2018131293A
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Витальевич Гребёнкин
Алексей Григорьевич Кузнецов
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") filed Critical Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА")
Priority to RU2018131293A priority Critical patent/RU2689054C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2689054C1 publication Critical patent/RU2689054C1/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • B64C19/02—Conjoint controls
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot

Abstract

Изобретение относится к способу управления скоростью полета самолета с учетом стабилизации скорости. Для управления скоростью полета самолета используют основной управляющий сигнал, поступающий на привод тяги двигателей, а также дополнительный управляющий сигнал, поступающий на привод секций интерцепторов, условие подключения которого определяется заданной величиной разницы между текущей и заданной приборной скоростью, которая может задаваться пилотом с пульта управления или автоматически при решении оптимизационных задач и выбирается из условия потребной величины долевого участия интерцепторов в решении задачи стабилизации и отслеживания заданной приборной скорости совместно с управлением тягой двигателей определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей и повышение эксплуатационных характеристик самолета. 13 ил.

Description

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления движением летательных аппаратов.
Из уровня техники известен способ стабилизации заданной скорости полета (Патент РФ №2455201, МПК B64D 43/02, опубл. 10.07.2012) включающий определение заданной скорости полета, измерение оборотов двигателей, продольной перегрузки, угла наклона траектории, скорости полета, отличающийся тем, что по разности между заданной и фактической скоростями полета, разности между продольной перегрузкой и синусом угла наклона траектории определяют расчетные обороты двигателей для заданной скорости, определяют изменения оборотов каждого двигателя, для чего измеряют величину отклонения рычагов управления двигателями от их среднего положения, определяемого методом «скользящего среднего» за время, соответствующее времени изменения оборотов с задержкой, соответствующей времени задержки изменения оборотов при перемещении рычага управления двигателем, формируют сигнал рассогласования между расчетными оборотами и фактическими оборотами каждого двигателя, который индицируют в виде метки избытка оборотов, перемещающейся относительно метки отсчета, стабилизацию заданной скорости полета осуществляют перемещая или удерживая рычаг управления двигателем так, чтобы метка избытка оборотов располагалась у метки отсчета.
Основным недостатком известного способа является реализация способа управления скоростью полета только посредством изменения тяги двигателей без возможности использования вспомогательных управляющих сигналов, т.е. отсутствие возможности перераспределения функции стабилизации и управления скоростью полета между силой тяги двигателей и силой лобового сопротивления самолета.
Также из уровня техники известен способ управления полетом самолета (Патент РФ №2249540, МПК В64С 13/18, опубл. 10.04.2005), согласно которому управление скоростью полета и углом наклона траектории осуществляют в соответствии с алгоритмом, синтезирующим величины отклонения рукоятки сектора газа и нормальной перегрузки с учетом ограничения по тяге и параметрам движения самолета при использовании всех органов управления самолета, необходимых для реализации допустимых траекторий полета и работающих синхронно, причем, если при выполнении маневра для поддержания заданной скорости полета тяги не хватает или она избыточна, корректируют величину угла наклона траектории, исходя из условий функционирования контура управления скоростью.
Основным недостатком известного способа является отсутствие возможности сохранения заданной скорости и траектории полета при отсутствии избытка тяги или необходимость управления скоростью полета посредством изменения угла наклона траектории.
В качестве прототипа заявителем выбран известный способ управления двухдвигательным самолетом (Патент РФ №2392186, МПК В64С 15/00, опубл. 20.06.2010), согласно которому при управлении двухдвигательным самолетом управляющие сигналы с поста управления летчика поступают на аэродинамические органы управления самолета и газодинамические органы, представляющие собой регулируемые сопла, которые обеспечивают отклонение вектора тяги, при этом управляющие сигналы разделяют на два тракта: тракт дистанционного управления аэродинамическими органами и тракт отклонения вектора тяги, и подают в вычислительную систему, разделенную на две функциональные вычислительные подсистемы: основную и дополняющую, при этом последнюю включают в работу при малых скоростях полета и больших углах атаки.
Основным недостатком прототипа является отсутствие возможности управлять скоростью полета без изменения угла наклона траектории.
Задачей изобретения является создание способа управления скоростью полета самолетом с учетом стабилизации скорости, который позволяет:
- реализовать дополнительную возможность защиты от выхода самолета за верхние ограничения по скорости (функция аэродинамического торможения при разгоне самолета с двигателями, работающими на малом газе), за счет чего повышается уровень безопасности полетов самолетов с электродистанционными системами управления (ЭДСУ);
- повысить экономичность эксплуатации самолетов по расходу топлива, дальность и продолжительность полета, за счет перераспределения функции стабилизации заданной скорости полета самолета между автоматом тяги и секциями интерцепторов;
- расширить диапазон вертикальных скоростей снижения при различных заданных значениях приборной скорости;
- повысить точность стабилизации и отслеживания заданной приборной скорости;
- расширить область ожидаемых условий эксплуатации и уровень безопасности полетов путем реализации дополнительной возможности минимизации ошибки по скорости совместно с автоматом тяги при полете в условиях воздействия атмосферных явлений повышенной опасности (сильные вертикальные сдвиги ветра и т.п.).
Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, заключается в расширении функциональных возможностей и повышении эксплуатационных характеристик самолета.
Заявленный технический результат в предлагаемом способе управления скоростью полета самолета с учетом стабилизации скорости достигается тем, что используются основной управляющий сигнал, поступающий на привод тяги двигателей, а также дополнительный управляющий сигнал, поступающий на привод секций интерцепторов, условие подключения которого определяется заданной величиной разницы между текущей и заданной приборной скоростью, которая может задаваться пилотом с пульта управления или автоматически при решении оптимизационных задач и выбирается из условия потребной величины долевого участия интерцепторов в решении задачи стабилизации и отслеживания заданной приборной скорости совместно с управлением тягой двигателей таким образом, что вспомогательный управляющий сигнал на выпуск секций интерцепторов формируется при условии:
Figure 00000001
где:
Vпр - текущее значение приборной скорости;
Vпр зад - заданная на пульте управления САУ приборная скорость,
причем величина угла отклонения интерцепторов δинт определяется в соответствии с условием:
Figure 00000002
где:
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005
- коэффициент усиления реакции на рассогласование между текущей и заданной приборной скоростью;
Figure 00000006
заданная величина разницы между текущей и заданной приборной скоростью, являющаяся порогом подключения вспомогательного сигнала на привод интерцепторов;
Figure 00000007
- скорость изменения фильтрованной приборной скорости;
Figure 00000008
- коэффициент усиления реакции на скорость изменения фильтрованной приборной скорости;
Figure 00000009
- коэффициент усиления интегральной части управляющего сигнала;
p - оператор Лапласа;
Т - постоянная времени;
Figure 00000010
- фильтрованное значение приборной скорости,
при этом управляющий сигнал на полную уборку секций интерцепторов формируется при условии:
Figure 00000011
либо при условии:
Vпр - Vпр зад <0,
где:
Kпор - заданная величина понижающего коэффициента для определения минимальной допустимой ошибки по скорости полета без использования вспомогательного сигнала на секции интерцепторов;
Figure 00000012
- заданная величина изменения приборной скорости для завершения формирования вспомогательного сигнала на привод секций интерцепторов,
причем при несоблюдении любого из упомянутых условий подключения вспомогательного сигнала положение интерцепторов остается неизменным.
Предлагаемый способ управления скоростью полета самолета с учетом стабилизации скорости основан на реализации возможности автоматического управления силой лобового сопротивления самолета (вспомогательный сигнал) совместно с автоматическим управлением тягой двигателей (основной сигнал) для стабилизации и управления скоростью полета. Управление силой лобового сопротивления в полете реализуется с помощью изменения заданного угла отклонения секций интерцепторов в набегающем потоке воздуха. При выпуске интерцепторов появляется сила аэродинамического сопротивления, замедляющая скорость полета, а при уборке интерцепторов сила лобового сопротивления уменьшается, что способствует увеличению скорости полета. Интерцепторы отклоняются симметрично на левом и правом полукрыле. Кроме изменения силы лобового сопротивления, интерцепторы приводят и к изменению подъемной силы крыла. В режиме автоматического управления скоростью полета с использованием вспомогательного сигнала на секции интерцепторов, изменение подъемной силы крыла, вызванное отклонением интерцепторов, минимизируется изменением угла атаки крыла с помощью момента ΔMzрв от дополнительного компенсационного отклонения руля высоты самолета от электродистанционной системы управления (см. Фиг. 1, где: Рдв1, Рдв2 _ тяга первого и второго двигателей; хкнт1, хинт2, хинт3 - аэродинамическая сила лобового сопротивления от выпуска первой, второй и третьей секций интерцепторов; ΔMzрв - приращение момента тангажа, вызванное отклонением руля высоты; ΔYрв - приращение аэродинамической подъемной силы горизонтального оперения от отклонения руля высоты). В общем случае суммарный управляющий сигнал на руль высоты определяется задачами траекторного управления в вертикальной плоскости с учетом дополнительного компенсационного сигнала. Стабилизатор работает в режиме автобалансировки. На Фиг. 1 для наглядности раздельно на левом и правом полукрыле показано два положения интерцепторов и механизации крыла:
- на левом полукрыле механизация и интерцепторы убраны,
- на правом полукрыле механизация и интерцепторы выпущены.
Управляющий сигнал на секции интерцепторов правого и левого полукрыла в режиме управления скоростью полета совместно с автоматическим управлением тягой двигателей возможен как при убранной, так и выпущенной механизацией крыла (закрылки и предкрылки). Интерцепторы в этом случае работают в следящем режиме управления и отклоняются по величине управляющего сигнала симметрично на левом и правом полурыле.
Управление силой лобового сопротивления самолета (вспомогательный сигнал) выполняется изменением угла отклонения секций интерцепторов симметрично на левом и правом полукрыле. Управление тягой двигателей (основной сигнал) реализуется автоматом тяги по заданной скорости перемещения рычага управления двигателем (РУД). Работа основного и вспомогательного сигнала направлена на реализацию общей цели - минимизации ошибки по скорости (разницы между заданным и текущим значением скорости полета).
На Фиг. 2 показана схема формирования основного и вспомогательного управляющих сигналов, где:
1 - датчик приборной скорости;
2 - пульт управления САУ (задатчик заданной приборной скорости);
3 - контур обработки
Figure 00000013
4 - блок формирования вспомогательного управляющего сигнала на привод интерцепторов;
5 - блок формирования основного управляющего сигнала на привод РУД;
6 - рулевой привод интерцепторов;
7 - привод РУД (исполнительный механизм автомата тяги);
8 - контур формирования угла отклонения секций интерцепторов δинт;
9 - контур формирования угла отклонения рычага управления двигателем δруд;
10 - контур обработки Δхинт;
11 - контур обработки ΔРдвиг;
12 - контур обработки Vпр;
13 - контур обработки
Figure 00000014
где:
δруд - угол отклонения рычага управления двигателем;
Δхинт - изменение силы лобового сопротивления от отклонения интерцепторов в потоке воздуха;
ΔРдвиг - изменение тяги двигателя.
Входными сигналами для формирования основного и вспомогательного управляющих сигналов являются приборная скорость (сигнал с датчика 1), скорость изменения приборной скорости, получаемой дифференцированием принимаемой с датчика 1 и отфильтрованной приборной скорости (контур 4), заданная на пульте управления САУ 4 приборная скорость. Основная задача автомата тяги и системы управления секциями интерцепторов заключается в формировании основного и вспомогательного управляющих сигналов, направленных на минимизацию разницы между текущим и заданным значением приборной скорости. Автомат тяги формирует заданную скорость перемещения РУД (блок 5), которая является входным сигналом для исполнительного механизма автомата тяги (привода РУД 7). Исполнительный механизм автомата тяги формирует потребное положение РУД (контур 9) для формирования изменения тяги двигателя (контур 11), направленное на минимизацию разницы между текущим и заданным значением приборной скорости (основной сигнал). Вспомогательный управляющий сигнал (блок 4) формирует потребное отклонение секций интерцепторов (контур 8) с помощью рулевого привода 6. Изменение угла отклонения интерцепторов симметрично на левом и правом полукрыле, что приводит к изменению аэродинамической силы лобового сопротивления без изменения угла крена (контур 10), которое изменяет скорость полета (контур 12) и ускорение (контур 13).
Некоторые результаты математического моделирования реализации предложенного способа посредством формирования вспомогательного управляющего сигнала на секции интерцепторов для стабилизации скорости и управления скоростью полета самолета совместно с автоматическим управлением тягой двигателей, применительно к самолету МС-21-300, приведены на Фиг. 3-13.
На Фиг. 3 показаны результаты моделирования режима стабилизации заданной высоты (400 м) и скорости полета (450 км/ч) без использования вспомогательного управляющего сигнала на секции интерцепторов в условиях вертикальных порывов ветра. При попадании самолета в восходящий поток воздуха имеет место увеличение ошибки стабилизации заданной скорости полета до
Figure 00000015
= 80 км/ч. Максимальные отклонения от заданной высоты полета достигали ΔHmax = ±2 м. При условии формирования вспомогательного управляющего сигнала только на внутренние секции интерцепторов при условии их подключения
Figure 00000016
> 10 км/ч, ошибки стабилизации заданной скорости полета уменьшаются до
Figure 00000015
= 30 км/ч при сохранении точности стабилизации заданной высоты полета в пределах ΔНmax = ±2 м (см. Фиг. 4). Максимальный угол отклонения внутренних секций интерцепторов достигал величины δинт = 29°. При условии формирования вспомогательного управляющего сигнала на внутренние и внешние секции интерцепторов при условии их подключения сигнала
Figure 00000016
> 10 км/ч, ошибки стабилизации заданной скорости полета уменьшаются до
Figure 00000015
= 22 км/ч при сохранении точности стабилизации заданной высоты полета в пределах ΔHmax = ±2 м. (см. Фиг. 5). Максимальный угол отклонения всех секций интерцепторов уменьшился до δинт = 20,5°. Результаты формирования вспомогательного управляющего сигнала при условии
Figure 00000016
> 5 км/ч приведены на Фиг. 6, 7. При формировании вспомогательного управляющего сигнала только на внутренние секции интерцепторов ошибка по скорости достигает величины
Figure 00000015
= 25 км/ч при максимальном угле отклонения секций интерцепторов δинт = 31°. Точность стабилизации заданной высоты полета оставалась в пределах
Figure 00000015
= ±2 м (см. Фиг. 6). Использование внешних и внутренних секций интерцепторов позволило уменьшить ошибку по скорости до величины
Figure 00000015
= 19 км/ч при меньшем (δинт = 22)° максимальном угле отклонения всех секций интерцепторов (см. Фиг. 7).
На Фиг. 8-13 приведены результаты моделирования режима вертикальной навигации с реализацией возможности формирования вспомогательного сигнала на секции интерцепторов. При снижении с высоты 1000 м до высоты 600 м и при снижении с высоты 600 м до высоты 400 м, без использования вспомогательного сигнала на секции интерцепторов, при условии стабилизации заданной приборной скорости 450 км/ч, РУДы двигателей достигают упора малого газа δруд мг = 5°. При этом максимальная ошибка по скорости достигает величины
Figure 00000015
= 28 км/ч (см. Фиг. 8). Формирование вспомогательного сигнала только на внутренние секции интерцепторов по условию
Figure 00000016
> 10 км/ч (см. Фиг. 9) позволило уменьшить максимальную ошибку стабилизации заданной величины приборной скорости на этапе снижения до
Figure 00000015
= 21 км/ч без изменения качества траекторного управления в вертикальной плоскости. Максимальный угол отклонения внутренних секций интерцепторов пропорционален величине ошибки по скорости, которая, в свою очередь, зависит от величины участка снижения (при переходе с высоты 1000 м на высоту 600 м δинт max = 17°, при переходе с высоты 600 м на высоту 400 м δинт max = 8°). Уменьшение заданной величиной разницы между текущей и заданной приборной скоростью на условие подключения вспомогательного сигнала на внутренние секции интерцепторов
Figure 00000017
= 5 км/ч) приводит к увеличению максимальных углов отклонения интерцепторов и повышению точности выдерживания заданной приборной скорости (
Figure 00000015
=19 км/ч, см. Фиг. 10). Формирование вспомогательного управляющего сигнала на внутренние и внешние секции интерцепторов при
Figure 00000017
=5 км/ч приводит к дальнейшему повышению точности выдерживания заданной приборной скорости (
Figure 00000015
=17 км/ч) при уменьшении максимальных углов отклонения интерцепторов (см. Фиг. 11).
На Фиг. 12, 13 приведены результаты моделирования режима вертикальной навигации самолета МС-21-300 в условиях значительных вертикальных порывов ветра (Wyg = ±15 м/с). На Фиг. 12 вспомогательные управляющие сигналы на секции интерцепторов отключены. В этом случае, при попадании самолета в условия восходящих порывов ветра имеет место увеличении ошибки стабилизации заданной приборной скорости до
Figure 00000015
= 90 км/ч и уход от заданной высоты полета на ΔHmax = 100 м. Подключение вспомогательных управляющих сигналов на внутренние и внешние секции интерцепторов по условию
Figure 00000018
= 5 км/ч позволило уменьшить величину максимальной ошибки стабилизации заданного значения приборной скорости с 90 км/ч до 20 км/ч и повысить качество траекторного управления путем уменьшения максимального отклонения от заданной высоты полета со 100 м до 25 м. Максимальный угол отклонения секций интерцепторов не превышал 25 градусов.

Claims (25)

  1. Способ управления скоростью полета самолета с учетом стабилизации скорости, характеризующийся тем, что используются основной управляющий сигнал, поступающий на привод тяги двигателей, а также дополнительный управляющий сигнал, поступающий на привод секций интерцепторов, условие подключения которого определяется заданной величиной разницы между текущей и заданной приборной скоростью, которая может задаваться пилотом с пульта управления или автоматически при решении оптимизационных задач и выбирается из условия потребной величины долевого участия интерцепторов в решении задачи стабилизации и отслеживания заданной приборной скорости совместно с управлением тягой двигателей таким образом, что вспомогательный управляющий сигнал на выпуск секций интерцепторов формируется при условии:
  2. Figure 00000019
  3. где:
  4. Vпр - текущее значение приборной скорости;
  5. Vпр зад - заданная на пульте управления САУ приборная скорость, причем величина угла отклонения интерцепторов δинт определяется в соответствии с условием:
  6. Figure 00000020
  7. где:
  8. Figure 00000021
  9. Figure 00000022
  10. KVпр - коэффициент усиления реакции на рассогласование между текущей и заданной приборной скоростью;
  11. Figure 00000023
    - заданная величина разницы между текущей и заданной приборной скоростью, являющаяся порогом подключения вспомогательного сигнала на привод интерцепторов;
  12. Figure 00000024
    - скорость изменения фильтрованной приборной скорости;
  13. Figure 00000025
    - коэффициент усиления реакции на скорость изменения фильтрованной приборной скорости;
  14. K∫ - коэффициент усиления интегральной части управляющего сигнала;
  15. р - оператор Лапласа;
  16. T - постоянная времени;
  17. Figure 00000026
    - фильтрованное значение приборной скорости,
  18. при этом управляющий сигнал на полную уборку секций интерцепторов формируется при условии:
  19. Figure 00000027
  20. либо при условии:
  21. Vпр-Vпр зад<0,
  22. где:
  23. Kпор - заданная величина понижающего коэффициента для определения минимальной допустимой ошибки по скорости полета без использования вспомогательного сигнала на секции интерцепторов;
  24. Figure 00000028
    - заданная величина изменения приборной скорости для завершения формирования вспомогательного сигнала на привод секций интерцепторов,
  25. причем при несоблюдении любого из упомянутых условий подключения вспомогательного сигнала положение интерцепторов остается неизменным.
RU2018131293A 2018-08-30 2018-08-30 Способ управления скоростью полёта самолёта с учетом стабилизации скорости RU2689054C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018131293A RU2689054C1 (ru) 2018-08-30 2018-08-30 Способ управления скоростью полёта самолёта с учетом стабилизации скорости

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018131293A RU2689054C1 (ru) 2018-08-30 2018-08-30 Способ управления скоростью полёта самолёта с учетом стабилизации скорости

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2689054C1 true RU2689054C1 (ru) 2019-05-23

Family

ID=66637073

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018131293A RU2689054C1 (ru) 2018-08-30 2018-08-30 Способ управления скоростью полёта самолёта с учетом стабилизации скорости

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2689054C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2792904C1 (ru) * 2022-04-06 2023-03-28 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") Способ управления самолётом в режиме системы автоматического управления "Уход на второй круг"

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2249540C2 (ru) * 2003-02-06 2005-04-10 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") Способ управления полетом самолета
RU2305307C2 (ru) * 2004-11-24 2007-08-27 Открытое акционерное общество "Опытно-конструкторское Бюро" Сокол" Способ управления скоростью полета летательного аппарата
RU2537883C2 (ru) * 2010-02-26 2015-01-10 Митсубиши Хеви Индастриз, Лтд. Система управления летательным аппаратом, способ управления летательным аппаратом и летательный аппарат
RU2017100583A (ru) * 2016-03-10 2018-07-11 Зе Боинг Компани Автоматическое управление тягой в полёте

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2249540C2 (ru) * 2003-02-06 2005-04-10 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") Способ управления полетом самолета
RU2305307C2 (ru) * 2004-11-24 2007-08-27 Открытое акционерное общество "Опытно-конструкторское Бюро" Сокол" Способ управления скоростью полета летательного аппарата
RU2537883C2 (ru) * 2010-02-26 2015-01-10 Митсубиши Хеви Индастриз, Лтд. Система управления летательным аппаратом, способ управления летательным аппаратом и летательный аппарат
RU2017100583A (ru) * 2016-03-10 2018-07-11 Зе Боинг Компани Автоматическое управление тягой в полёте

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2792904C1 (ru) * 2022-04-06 2023-03-28 Публичное акционерное общество "Московский институт электромеханики и автоматики" (ПАО "МИЭА") Способ управления самолётом в режиме системы автоматического управления "Уход на второй круг"

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4412545B2 (ja) ジェットパワー３モード航空機のための高度な飛行制御のシステムおよび方法
RU2460670C2 (ru) Способ и устройство для управления перестановкой подвижного стабилизатора на летательном аппарате
US8165733B2 (en) Stall, buffeting, low speed and high attitude protection system
ES2632175T3 (es) Cálculo y visualización de la velocidad de aviso para control con asimetría de empuje
EP2151730A1 (en) Four-dimensional navigation of an aircraft
ES2677873T3 (es) Compensación de avance de alimentación de ráfaga longitudinal y vertical usando superficies de control laterales
US9045220B2 (en) Control system of aircraft, method for controlling aircraft, and aircraft
EP2509861B1 (en) Aircraft with an arrangement of flow-influencing devices
CN107870629A (zh) 增强的起飞系统
JP6457923B2 (ja) 下降アルゴリズムを実行する航空機電子機器を使用して航空機の下降段階を自動的に制御する方法
US20200307782A1 (en) Canopy control system
JP2016164060A5 (ru)
CN111352437A (zh) 用于飞行器的纵向控制的方法和系统
RU2689054C1 (ru) Способ управления скоростью полёта самолёта с учетом стабилизации скорости
Steinleitner et al. Automatic take-off and landing of tailwheel aircraft with incremental nonlinear dynamic inversion
US20200363821A1 (en) System and method for stabilizing and restraining air disturbances on electrically propelled aircraft
Angelov et al. A novel command concept for simplified vehicle operations of onboard piloted VTOL transition aircraft
US9889926B2 (en) Air vehicles and systems for preemptive turbulence mitigation
US2620150A (en) Airplane control
US20080272242A1 (en) Method for ensuring the safety of an aircraft flying horizontally at low speed
US3743214A (en) Direct lift, drag and heading improvement for multi-lift aircraft control system
RU2775957C1 (ru) Способ управления самолётом для реализации автоматического парашютного десантирования тяжёлых грузов
RU2504815C2 (ru) Способ управления самолетом и устройство для его осуществления
Sadraey Attitude Control Systems
US2884212A (en) Aircraft automatic pilot