RU2727612C1 - Method for formation of astatic high-speed dampers of aircrafts - Google Patents
Method for formation of astatic high-speed dampers of aircrafts Download PDFInfo
- Publication number
- RU2727612C1 RU2727612C1 RU2019135168A RU2019135168A RU2727612C1 RU 2727612 C1 RU2727612 C1 RU 2727612C1 RU 2019135168 A RU2019135168 A RU 2019135168A RU 2019135168 A RU2019135168 A RU 2019135168A RU 2727612 C1 RU2727612 C1 RU 2727612C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- signal
- angular velocity
- model
- steering
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 31
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 title abstract description 4
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims abstract description 6
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 claims abstract description 4
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims description 8
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 6
- 230000009466 transformation Effects 0.000 claims description 5
- 238000000844 transformation Methods 0.000 claims description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 11
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 5
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 2
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 2
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B11/00—Automatic controllers
-
- 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
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Databases & Information Systems (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Software Systems (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Data Mining & Analysis (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к способам формирования демпферов летательных аппаратов (ЛА).The invention relates to methods of forming dampers for aircraft.
Известен способ (прототип) [1] формирования демпферов крена, тангажа, рыскания,The known method (prototype) [1] the formation of roll, pitch, yaw dampers,
заключающийся в том, что в каждом канале управления задают требуемое значение угловой скорости ЛА, измеряют угловую скорость ЛА, формируют сигнал разности заданной и измеренной угловых скоростей, а сигнал усиленной разности подают на рулевой привод,consisting in the fact that in each control channel the required value of the angular velocity of the aircraft is set, the angular velocity of the aircraft is measured, the signal of the difference between the specified and measured angular velocities is generated, and the signal of the amplified difference is supplied to the steering gear,
К достоинству прототипа относится быстродействие демпферов.The advantage of the prototype is the speed of the dampers.
Недостатками прототипа являются статические ошибки от возмущающих моментов и вариаций динамических коэффициентов ЛА (параметрических возмущений).The disadvantages of the prototype are static errors from disturbing moments and variations in the dynamic coefficients of the aircraft (parametric disturbances).
Предлагаемое отличие состоит в том, что дополнительно формируют математическую модель движения ЛА в виде звена первого порядка с приближенно известными динамическими коэффициентами эффективности рулевого органа и демпфирования ЛА, подают на ее вход сигнал отклонения рулевого органа, получаемый на основе выходного сигнала астатического рулевого привода с приведенным единичным коэффициентом передачи, формируют первый дополнительный сигнал на рулевой привод в виде выходного сигнала модели ЛА, усиленного с коэффициентом, обратным коэффициенту передачи модели, обеспечивающим положительную обратную связь и интегрирующее свойство эталонного контура привод-модель, формируют второй дополнительный сигнал на рулевой привод в виде усиленного разностного сигнала отклонения измеряемого сигнала угловой скорости ЛА от соответствующего сигнала модели ЛА со знаком, дающим отрицательную обратную связь по сигналу угловой скорости ЛА в разностном сигнале, и одновременно подают его с противоположным знаком дополнительно на вход модели ЛА для сближения угловых скоростей ЛА и его модели и обеспечения астатизма по отношению к управлению, возмущающим моментам, параметрическим возмущениям, либо дополнительные сигналы на рулевой привод формируют на основе структурных преобразований схемы, получаемой по предлагаемому способу, с использованием модели ЛА или без нее с использованием корректирующих устройств.The proposed difference lies in the fact that an additional mathematical model of the aircraft movement is formed in the form of a first-order link with approximately known dynamic coefficients of the efficiency of the steering element and damping of the aircraft, and the signal of the deviation of the steering element, obtained on the basis of the output signal of the astatic steering drive with a reduced unit transmission ratio, form the first additional signal to the steering drive in the form of an output signal of the aircraft model, amplified with a coefficient inverse to the model transmission ratio, providing positive feedback and an integrating property of the reference drive-model circuit, generate a second additional signal to the steering drive in the form of an enhanced differential signal of the deviation of the measured signal of the aircraft angular velocity from the corresponding signal of the aircraft model with a sign that gives negative feedback on the signal of the aircraft angular velocity in the difference signal, and simultaneously serves it with the opposite sign additionally to the input of the aircraft model for converging the angular velocities of the aircraft and its model and ensuring astatism in relation to control, disturbing moments, parametric disturbances, or additional signals to the steering drive are formed on the basis of structural transformations of the circuit obtained by the proposed method using the aircraft model or without it, using corrective devices.
Такая последовательность действий над сигналами позволяет обеспечить быстродействие демпфера как у прототипа в отличие от традиционного способа формирования астатического демпфера [2], когда перед статическим демпфером ставится последовательно интегрирующее звено с охватом полученной системы обратной связью, что уменьшает быстродействие и затрудняет обеспечение устойчивости, в частности, из-за ограничения скорости отклонений рулевых органов.This sequence of actions on the signals makes it possible to ensure the speed of the damper as in the prototype, in contrast to the traditional method of forming the astatic damper [2], when a sequentially integrating link is placed in front of the static damper with the coverage of the resulting feedback system, which reduces the speed and makes it difficult to ensure stability, in particular, due to speed limitation of steering deviations.
Суть изобретения поясняется фиг. 1, где изображена структурная схема, соответствующая предлагаемому способу формирования какого-либо контура демпфирования ЛА. На фиг. 2 дан пример структурной схемы рулевого привода в схеме фиг. 1, на фиг. 3 представлены переходные процессы отработки ступенчатого заданного сигнала угловой скорости крена с демпфером, сформированным по предложенному способу, при наличии возмущающих моментов и параметрических возмущений. На фиг. 4 показаны процессы отклонения элеронов при работе демпфера крена.The essence of the invention is illustrated in FIG. 1, which shows a block diagram corresponding to the proposed method of forming any damping circuit of the aircraft. FIG. 2 is an example of a structural diagram of a steering drive in the diagram of FIG. 1, fig. 3 shows the transient processes of working out a stepped set signal of the roll angular velocity with a damper formed according to the proposed method, in the presence of disturbing moments and parametric disturbances. FIG. 4 shows the processes of deflection of the ailerons during the operation of the roll damper.
Следует отметить, что структурными преобразованиями схемы реализации способа могут быть весьма разными, в том числе без явной модели ЛА, например, в форме корректирующих устройств в обратных связях рулевого привода и ЛА с одинаковыми знаменателями. Однако, если динамические коэффициенты существенно меняются в зависимости от переменных состояния ЛА, то такие преобразования будут неэквивалентными.It should be noted that the structural transformations of the method implementation scheme can be very different, including without an explicit aircraft model, for example, in the form of correcting devices in the feedback of the steering drive and the aircraft with the same denominators. However, if the dynamic coefficients change significantly depending on the state variables of the aircraft, then such transformations will be nonequivalent.
Принятые обозначения:Accepted designations:
1. ЛА - летательный аппарат,1. LA - an aircraft,
2. РП - рулевой привод,2. RP - steering gear,
3. МЛА - модель движения ЛА,3. MLA - aircraft motion model,
ω=w - угловая скорость ЛА;ω = w is the angular velocity of the aircraft;
ωз=wз - заданное значение угловой скорости;ω s = w s - the specified value of the angular velocity;
ωм=wm - эталонный сигнал угловой скорости МЛА;ω m = w m is the reference signal of the angular velocity of the MLA;
δ=d - угол отклонения рулевого органа (выход РП);δ = d - angle of deviation of the steering element (RP output);
U - суммарный сигнал на входе РП;U is the total signal at the input of the RP;
Uп - управляющий сигнал РП по прототипу;U p - control signal RP on the prototype;
U1 - первый дополнительный сигнал РП;U 1 - the first additional signal RP;
U2 - второй дополнительный сигнал РП;U 2 - the second additional signal RP;
N - коэффициент усиления разностного сигнала (ω-ωм);N is the gain of the difference signal (ω-ω m );
δэ=dэ - угол отклонения элеронов;δ e = d e - the angle of deflection of the ailerons;
К - коэффициент усиления разности (ω-ωз) по прототипу;K - the gain of the difference (ω-ω s ) on the prototype;
(-b)/а - коэффициент передачи МЛА;(-b) / a - transmission coefficient of the MLA;
Мх возм/Jx - угловое ускорение ЛА от возмущающего момента;M x perm / J x - angular acceleration of the aircraft from the disturbing moment;
Jx - момент инерции.J x - moment of inertia.
Последовательность действий по способу заключается в следующем.The sequence of actions for the method is as follows.
Формируют управляющий сигнал по прототипуForm a control signal according to the prototype
Uп=К(ω-ωз).U p = K (ω-ω s ).
Формируют математическую модель движения ЛА (МЛА) в виде звена первого порядка с приближенно известными динамическими коэффициентами эффективности рулевого органа (b) и демпфирования (а) (вычислитель эталонных значений угловой скорости МЛА ωм). Подают на ее вход сигнал рулевого органа как выходной сигнал рулевого привода с приведенным единичным коэффициентом передачи.A mathematical model of the aircraft movement (MLA) is formed in the form of a first-order link with approximately known dynamic coefficients of the steering efficiency (b) and damping (a) (calculator of reference values of the angular velocity of the MLA ω m ). The signal of the steering element is fed to its input as the output signal of the steering drive with a reduced unit transmission ratio.
Формируют первый дополнительный сигнал на основе выходного сигнала МЛА ωм с коэффициентом усиления, обратным коэффициенту усилении МЛА т.е. с коэффициентом (-а/b), предполагая, что коэффициент усиления астатического привода приведен к единице. В результатеThe first additional signal is formed based on the output signal of the MLA ω m with a gain inverse to the gain of the MLA, i.e. with a factor (-a / b), assuming that the gain of the astatic drive is reduced to one. As a result
U1=(-a/b)ωм.U 1 = (- a / b) ω m .
Первый дополнительный сигнал дает положительную обратную связь и позволяет обеспечить интегрирующее свойство образующегося эталонного контура привод-модель и разомкнутого контура демпфирования.The first additional signal provides positive feedback and allows the integrating property of the resulting drive-model reference loop and the open damping loop.
Формируют второй дополнительный сигнал рулевого привода, как усиленный разностный сигнал отклонения измеряемого сигнала угловой скорости ЛА от эталонного сигнала МЛАThe second additional signal of the steering drive is formed as an amplified differential signal of the deviation of the measured signal of the angular velocity of the aircraft from the reference signal of the aircraft
U2=N(ω-ωм).U 2 = N (ω-ω m ).
В результате суммарный управляющий сигнал рулевого привода равенAs a result, the total control signal of the steering gear is
U=Uп+U1+U2.U = U p + U 1 + U 2 .
Второй дополнительный сигнал одновременно подают на вход МЛА, т.е. суммируют с сигналом отклонения рулевого органа.The second additional signal is simultaneously applied to the input of the MLA, i.e. summed with the signal of the deviation of the steering element.
Такое использование второго дополнительного сигнала рулевого привода обеспечивает интегрирующие свойства разомкнутого контура демпфирования и его пониженную чувствительность к неопределенности некоторых параметров ЛА согласно теории модально инвариантных систем [2] и патенту [3].This use of the second additional signal of the steering gear provides the integrating properties of the open loop damping and its reduced sensitivity to the uncertainty of some aircraft parameters according to the theory of modally invariant systems [2] and the patent [3].
Коэффициенты усиления разностных сигналов К и N выбирают исходя из требований быстродействия и пониженной чувствительности к параметрическим возмущениям с учетом измерительного шума и инерционности датчика угловой скорости ЛА.The amplification factors of the difference signals K and N are selected based on the requirements for speed and reduced sensitivity to parametric disturbances, taking into account the measurement noise and inertia of the aircraft angular velocity sensor.
Рассмотрим предлагаемый способ на примере формирования демпфера крена самолета согласно упрощенному линеаризованному уравнению при постоянной скорости полета в следующем видеLet us consider the proposed method using the example of the formation of an aircraft roll damper according to a simplified linearized equation at a constant flight speed in the following form
где ωх - угловая скорость крена ЛАwhere ω x is the angular velocity of the aircraft roll
δэ=dэ - угол отклонения элеронов,δ e = d e - aileron deflection angle,
a, b - динамические коэффициенты (демпфирования крена и эффективности элеронов),a, b - dynamic coefficients (roll damping and ailerons efficiency),
Мх возм/Jx - угловое ускорение самолета, вызванное возмущающим моментом Мх возм и другими моментами, вызванными влиянием других переменных состояния самолета.M x perm / J x - angular acceleration of the aircraft caused by the disturbing moment M x perm and other moments caused by the influence of other variables of the aircraft state.
Пусть априорные значения динамических коэффициентов равны: а=-1, b=-5, а угловое ускорение Мх возм/Jx=10 град/с2.Let the a priori values of the dynamic coefficients be equal: a = -1, b = -5, and the angular acceleration M x perm / J x = 10 deg / s 2 .
Пусть рулевой привод имеет структурную схему, соответствующую фиг. 2.Let the steering gear have a structural diagram corresponding to FIG. 2.
Формируем модель движения ЛА с помощью уравнения ЛА с динамическими коэффициентами, соответствующими режиму полета.We form a model of aircraft motion using the aircraft equation with dynamic coefficients corresponding to the flight mode.
dωхм/dt=-ωхм-5δэ..dω хм / dt = -ω хм -5δ e. ...
Согласно прототипу и предлагаемому способу управляющий сигнал рулевого привода U равен сумме сигнала прототипа и двум дополнительным сигналам U1 и U2 According to the prototype and the proposed method, the steering signal U is equal to the sum of the prototype signal and two additional signals U 1 and U 2
U=K(ωх-ωз)+U1+U2,U = K (ω x -ω s ) + U 1 + U 2 ,
где К - коэффициент усиления сигнала разности угловой скорости ЛА и заданного значения ее.where K is the signal amplification factor of the difference between the angular velocity of the aircraft and its specified value.
Формируем первый дополнительный сигнал согласно предлагаемому способуWe form the first additional signal according to the proposed method
U1=(-1/5), ωхм,U 1 = (- 1/5), ω хм ,
где коэффициент (-1/5) - обратный коэффициент передачи МЛА.where coefficient (-1/5) is the inverse transmission coefficient of the MLA.
Формируем второй дополнительный сигналWe form the second additional signal
U2=N(ωx-ωхм).U 2 = N (ω x -ω xm ).
где N возьмем равным, например, единице N=1, полагая это значение приемлемым при имеющемся измерительном шуме датчика угловой скорости.where N is taken equal, for example, to the unit N = 1, assuming this value to be acceptable with the available measurement noise of the angular velocity sensor.
Второй дополнительный сигнал U2 одновременно подаем с противоположным знаком на МЛА. В результате МЛА имеет окончательное уравнениеThe second additional signal U 2 is simultaneously applied with the opposite sign to the MLA. As a result, the MLA has the final equation
dωхм/dt=-ωхм-5(δэ-N(ωx-ωхм)).dω хм / dt = -ω хм -5 (δ e -N (ω x -ω хм )).
Значение коэффициента К целесообразно выбирать с учетом возможной неопределенности значений динамических коэффициентов. Полагая, например, что каждый из динамических коэффициентов (эффективности и демпфирования) может независимо изменяться в полтора раза в обе стороны от расчетного (априорного, эталонного) значения, то получится четыре варианта предельных разбросов динамических коэффициентов ЛА. Коэффициент К в рассматриваемом примере, обеспечивающий минимальную длительность наиболее быстрого переходного процесса при перерегулировании не большем 5% примерно равен 1.It is advisable to choose the value of the coefficient K taking into account the possible uncertainty of the values of the dynamic coefficients. Assuming, for example, that each of the dynamic coefficients (efficiency and damping) can independently change one and a half times in both directions from the calculated (a priori, reference) value, then we get four variants of the limiting spreads of the dynamic coefficients of the aircraft. The coefficient K in the example under consideration, which provides the minimum duration of the fastest transient process with overshoot no more than 5%, is approximately equal to 1.
На фиг. 3 приведены графики переходных функций (процессов) отработки ступенчатых заданных значений угловой скорости ωз=10 град/с для указанных 4-х вариантов с учетом возмущающего момента на 3-ей секунде. Наиболее быстрый процесс получается при значениях b=-7.5 и а=-0.67. Наиболее медленный - при значениях b=-3.33 и а=-1.5.FIG. 3 shows the graphs of the transient functions (processes) of working off the stepped set values of the angular velocity ω s = 10 deg / s for the indicated 4 options, taking into account the disturbing moment at the 3rd second. The fastest process is obtained with b = -7.5 and a = -0.67. The slowest is at b = -3.33 and a = -1.5.
Как видим, сформированный по предлагаемому способу демпфер крена является астатическим по отношению к управляющему сигналу, возмущающему моменту на 3-ей секунде и параметрическим возмущениям, а также имеет малый разброс переходных процессов.As you can see, the roll damper formed by the proposed method is astatic with respect to the control signal, the disturbing moment at the 3rd second and parametric disturbances, and also has a small spread of transient processes.
На фиг. 4 приведены графики отклонений элеронов, соответствующих процессам фиг. 3, которые свидетельствуют о быстродействии демпфера, близком к оптимальному, так как они отклоняются практически на предельных скоростях отклонений, реализуемых рулевым приводом.FIG. 4 shows the graphs of aileron deflections corresponding to the processes of FIG. 3, which indicate that the speed of the damper is close to optimal, since they deviate practically at the limiting speeds of deviations realized by the steering drive.
Сравнение процессов, получаемых предложенным способом и традиционным с использованием интеграла в прямой цепи разомкнутого демпфера, показывает, что при заданном значении угловой скорости 10 град/с традиционным способом можно получить примерно такие процессы. Однако, при увеличении заданной угловой скорости до 20 град/с и выше традиционная система теряет устойчивость, а предлагаемая сохраняет приемлемое качество.Comparison of the processes obtained by the proposed method and the traditional one using the integral in the direct circuit of an open damper shows that at a given value of the angular velocity of 10 deg / s, approximately the same processes can be obtained using the traditional method. However, when the specified angular velocity is increased to 20 deg / s and higher, the traditional system loses its stability, while the proposed one retains acceptable quality.
Следует отметить возможность реализации изобретения для линейного объекта без явной модели ЛА с помощью корректирующих устройств, получаемых путем структурных преобразований схемы. Так для рассмотренного примера линейного ЛА корректирующее устройство по результирующему сигналу отклонения элеронов должно иметь передаточную функцию вида 6/(s+6) (положительная обратная связь), а корректирующее устройство по угловой скорости должно иметь передаточную функцию вида s/(s+6) (отрицательная обратная связь в разомкнутом контуре).It should be noted the possibility of implementing the invention for a linear object without an explicit aircraft model with the help of correcting devices obtained by structural transformations of the circuit. So, for the considered example of a linear aircraft, the correcting device according to the resulting signal of aileron deviation should have a transfer function of the form 6 / (s + 6) (positive feedback), and the correcting device for angular velocity should have a transfer function of the form s / (s + 6) ( open loop negative feedback).
ЛитератураLiterature
1. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. 240 с.1. Mikhalev I.A., Okoemov B.N., Chikulaev M.S. Aircraft automatic control systems. - M .: Mashinostroenie, 1987.240 p.
2. Елисеев В.Д, Комаров А.К. Модально-инвариантные системы управления. Уч. пособие. - М.: Изд. МАИ, 1983, 69 с.2. Eliseev V.D., Komarov A.K. Modal invariant control systems. Uch. allowance. - M .: Ed. MAI, 1983, 69 p.
3. Елисеев В.Д., Котельникова А.В. Чемоданов В.Б., Похваленский В.Л., Евдокимчик Е.А. Кисин Е.Н. Патент на изобретение №2570127. Способ формирования астатических систем управления объектами с неопределенными параметрами на основе встроенных моделей и модальной инвариантности. Бюль. №34.3. Eliseev V.D., Kotelnikova A.V. Chemodanov V.B., Pokhvalensky V.L., Evdokimchik E.A. Kisin E.N. Invention patent №2570127. A method of forming astatic control systems for objects with undefined parameters based on embedded models and modal invariance. Bul. No. 34.
Перечень названий фигурList of figure names
Фиг. 1. Структурная схема предлагаемого демпфера ЛА.FIG. 1. Block diagram of the proposed aircraft damper.
Фиг. 2. Структурная схема рулевого привода (РП).FIG. 2. Block diagram of the steering drive (RP).
Фиг. 3. Переходные процессы угловой скорости крена самолета.FIG. 3. Transient processes of the aircraft roll angular velocity.
Фиг. 4. Процессы отклонения элеронов.FIG. 4. Processes of aileron deflection.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019135168A RU2727612C1 (en) | 2019-11-01 | 2019-11-01 | Method for formation of astatic high-speed dampers of aircrafts |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019135168A RU2727612C1 (en) | 2019-11-01 | 2019-11-01 | Method for formation of astatic high-speed dampers of aircrafts |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2727612C1 true RU2727612C1 (en) | 2020-07-22 |
Family
ID=71741401
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019135168A RU2727612C1 (en) | 2019-11-01 | 2019-11-01 | Method for formation of astatic high-speed dampers of aircrafts |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2727612C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6859689B2 (en) * | 2000-05-30 | 2005-02-22 | Athena Technologies, Inc. | Method, apparatus and design procedure for controlling multi-input, multi-output (MIMO) parameter dependent systems using feedback LTI'zation |
| RU142322U1 (en) * | 2013-09-26 | 2014-06-27 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | AUTOMATED SYSTEM OF MULTI-CRITERIA CHOICE OF PARAMETERS OF A THREE-CHANNEL SYSTEM OF STABILIZATION OF AN AIRCRAFT WITH CROSS RELATIONS |
| RU2620280C1 (en) * | 2015-12-01 | 2017-05-24 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Device to optimize algorithms of adaptation and stabilization of the flying apparatus by operative method |
| RU2650307C1 (en) * | 2017-02-14 | 2018-04-11 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method for forming an adaptive lateral-directional input of an aircraft |
| CN109541941A (en) * | 2018-11-19 | 2019-03-29 | 哈尔滨工业大学 | A kind of adaptive augmentation anti-interference fault-tolerance approach for VTOL vehicle boosting flight |
-
2019
- 2019-11-01 RU RU2019135168A patent/RU2727612C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6859689B2 (en) * | 2000-05-30 | 2005-02-22 | Athena Technologies, Inc. | Method, apparatus and design procedure for controlling multi-input, multi-output (MIMO) parameter dependent systems using feedback LTI'zation |
| RU142322U1 (en) * | 2013-09-26 | 2014-06-27 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | AUTOMATED SYSTEM OF MULTI-CRITERIA CHOICE OF PARAMETERS OF A THREE-CHANNEL SYSTEM OF STABILIZATION OF AN AIRCRAFT WITH CROSS RELATIONS |
| RU2620280C1 (en) * | 2015-12-01 | 2017-05-24 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Device to optimize algorithms of adaptation and stabilization of the flying apparatus by operative method |
| RU2650307C1 (en) * | 2017-02-14 | 2018-04-11 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method for forming an adaptive lateral-directional input of an aircraft |
| CN109541941A (en) * | 2018-11-19 | 2019-03-29 | 哈尔滨工业大学 | A kind of adaptive augmentation anti-interference fault-tolerance approach for VTOL vehicle boosting flight |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN102393639B (en) | Micro-gyroscope tracking control method based on adaptive fuzzy sliding mode | |
| CN101937233B (en) | Nonlinear self-adaption control method of near-space hypersonic vehicle | |
| Shin et al. | Reconfigurable flight control system design using adaptive neural networks | |
| DE69915355T2 (en) | Active vibration control system with improved interference reduction | |
| MacKunis et al. | Asymptotic tracking for aircraft via robust and adaptive dynamic inversion methods | |
| CN102328315B (en) | Control method and device for action simulation of robot | |
| CN103994698B (en) | The simple sliding-mode control of guided missile pitch channel based on overload with angular velocity measurement | |
| US3221230A (en) | Adaptive control method and apparatus for applying same | |
| RU2727612C1 (en) | Method for formation of astatic high-speed dampers of aircrafts | |
| Theis et al. | Observer-based LPV control with anti-windup compensation: A flight control example | |
| CN103197558B (en) | Microgyroscope fuzzy self-adaptation control method based on T-S model | |
| CN105388841A (en) | Servo control apparatus | |
| DE102016123629A1 (en) | Control system for a steering test bench | |
| Yu et al. | Disturbance observer-based autonomous landing control of unmanned helicopters on moving shipboard | |
| Cao et al. | Command-filtered sensor-based backstepping controller for small unmanned aerial vehicles with actuator dynamics | |
| Lemon et al. | Model reference adaptive fight control adapted for general aviation: controller gain simulation and preliminary flight testing on a bonanza fly-by-wire testbed | |
| RU2434785C1 (en) | Aircraft pitch angle bank angular speed limiting automatic control system | |
| RU2430858C1 (en) | Aircraft bank angle bank angular speed limiting automatic control system | |
| RU186492U1 (en) | ANGULAR STABILIZATION SYSTEM | |
| RU2367993C1 (en) | Adaptive device of aircraft coordinated control | |
| RU2454693C1 (en) | Method of generating director control based on reference signals of object model | |
| RU2272747C2 (en) | Adaptive bank angle auto-pilot | |
| RU2737872C1 (en) | Noise-proof system for automatic control of aircraft bank angle | |
| Rysdyk et al. | Adaptive nonlinear control for tiltrotor aircraft | |
| Ko et al. | Variable stability system control law development for in-flight simulation of pitch/roll/yaw rate and normal load |