RU2765837C1 - Способ и система управления двухкилевого пилотируемого летательного аппарата в канале курса - Google Patents

Способ и система управления двухкилевого пилотируемого летательного аппарата в канале курса Download PDF

Info

Publication number
RU2765837C1
RU2765837C1 RU2020144063A RU2020144063A RU2765837C1 RU 2765837 C1 RU2765837 C1 RU 2765837C1 RU 2020144063 A RU2020144063 A RU 2020144063A RU 2020144063 A RU2020144063 A RU 2020144063A RU 2765837 C1 RU2765837 C1 RU 2765837C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
inputs
output
outputs
rudders
block
Prior art date
Application number
RU2020144063A
Other languages
English (en)
Inventor
Владимир Борисович Кабаков
Евгений Васильевич Казаков
Евгений Николаевич Кисин
Игорь Моисеевич Левитин
Юрий Геннадьевич Оболенский
Сергей Владимирович Орлов
Original Assignee
Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ")
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 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") filed Critical Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ")
Priority to RU2020144063A priority Critical patent/RU2765837C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2765837C1 publication Critical patent/RU2765837C1/ru

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02Initiating means
    • GPHYSICS
    • G05CONTROLLING; REGULATING
    • G05DSYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Mechanical Control Devices (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к способу и системе дистанционного управления двухкилевым пилотируемым летательным аппаратом (ЛА). Для управления ЛА в канале курса используют педали, систему дистанционного управления (СДУ), два рублевых привода, два киля с расположенными на них рулями направления, две механические проводки для отклонения рулей направления, при этом для компенсации последствий, вызванных упругими деформациями конструкций килей, изменяют соответствующим образом коэффициент передачи сигналов с выходов СДУ до входов в рулевые приводы. СДУ содержит систему воздушных сигналов, датчик перемещения педалей, датчик перемещения ручки управления по крену, датчики угла атаки, угловой скорости крена, угловой скорости рыскания, угла скольжения и боковой перегрузки, вычислительное устройство, рулевые приводы левый и правый, механические проводки для перемещения органов управления ЛА в канале курса, рули направления левый и правый, корректирующий блок, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение управляемости пилотируемого ЛА в канале курса во всем диапазоне допустимых значений скоростного напора. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к системам управления (СУ) двухкилевого пилотируемого летательного аппарата (ЛА) в канале курса.
Основной особенностью управления ЛА (в том числе двухкилевого) в канале курса, приводящей к ухудшению управляемости, является снижение эффективности органов управления на больших скоростных напорах из-за упругости конструкции ЛА.
Способ управления ЛА в канале курса, реализованный в известных системах управления (Г.С. Бюшгенс. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Москва. «Наука. Физматлит», 1998 г., с. 811, с. 650÷652; Г.С. Бюшгенс, Р.В. Студнев. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. Москва. «Машиностроение», 1979 г., с. 352, с. 315, рис. 36.6 б, с. 308, рис. 36.1; Гуськов Ю.П., Загайнов Г.И. Управление полетом самолетов: Учебник для авиационных вузов. - М.: Машиностроение, 1980, 213. с., ил., с. 117÷119), основывается на использовании педалей, системы дистанционного управления (СДУ) с тем или иным законом управления, на вход которой поступает сигнал от педалей, рулевых приводов (РП), на входы которых поступают сигналы с выходов СДУ, килей, расположенных на них рулей направления (РН) и механической проводки (МП), отклоняющей РН от перемещения штоков РП.
В указанных СУ не принимаются во внимание изменения передаточного числа проводки управления за приводами органов управления (рулей направления) в канале курса. На больших скоростных напорах наблюдается заметная деформация конструкции вертикального оперения (ВО) ЛА, в том числе и руля направления на консоли ВО. Этот эффект обычно учитывается в расчетах с помощью так называемых коэффициентов влияния упругости конструкции ЛА на соответствующие аэродинамические характеристики. Указанные коэффициенты влияния используются, в том числе, при выполнении расчетов и моделирования для определения передаточных чисел СУ в канале курса. Однако в применяемой методике расчетов параметров СУ не учитывается изменение передаточного числа в механической проводке управления (от штока рулевого привода до руля направления). Однако деформация конструкции ВО приводит к изменению положения размещенного внутри ВО рулевого привода и системы тяг и качалок между этим приводом и органом управления (рулем направления) по сравнению с теоретическим положением. Подобное перемещение частей МП в пространстве вызывает изменение передаточного числа от привода через проводку к органам управления в канале курса. При этом фактический угол отклонения органа управления может отличаться от заданного угла, задаваемого сигналом на входе в привод, более чем в два раза. Это явление приводит к дополнительному уменьшению управляемости ЛА, которое не учитывается в известных СУ.
Заявляемый способ управления двухкилевым пилотируемым ЛА в канале курса заключается в использовании педалей, СДУ, в состав которой входит вычислительное устройство (ВУ) и на вход которой поступает сигнал от педалей, двух РП, на входы которых поступают сигналы с выходов СДУ, двух килей и расположенных на них двух рулей направления, двух механических проводок, отклоняющих рули направления от перемещения штоков РП, отличающийся тем, что имеющее место изменение коэффициента передачи от перемещения штоков РП до углового отклонения органов управления ЛА, вызванное упругими деформациями конструкции килей, составных узлов МП и самих РН при больших скоростных напорах, компенсируется соответствующим изменением коэффициента передачи сигналов с выходов СДУ до входов в РП таким образом, что обеспечивается заданное (расчетное) значение общего коэффициента передачи сигнала от педалей через СДУ, РП и МП до отклонения органов управления ЛА.
Техническим результатом, достигаемым в заявляемом способе управления двухкилевым пилотируемым ЛА в канале курса, является сохранение удовлетворяющей нормативным требованиям и соответствующей теоретическим значениям управляемости пилотируемого ЛА в канале курса во всем диапазоне допустимых значений скоростного напора.
Заявленный результат обеспечивается тем, что имеющее место изменение коэффициента передачи от перемещения штока РП до углового отклонения органов управления, вызванное упругими деформациями конструкции килей, составных узлов МП и самих РН при больших скоростях полета, компенсируется соответствующим изменением коэффициента передачи сигналов с выходов ВУ до входов в РП таким образом, что обеспечивается заданное (расчетное) значение общего коэффициента передачи сигнала от педалей через СДУ, РП и МП до отклонения органов управления, полученное без учета упругих деформаций.
СУ, использующая заявляемый способ управления двухкилевым пилотируемым ЛА в канале курса, содержит систему воздушных сигналов (СВС), формирующую сигналы числа М, статического Рст и динамического Рдин давления, датчик перемещения педалей, датчик перемещения ручки управления по тангажу, датчики угла атаки, угловой скорости крена, угловой скорости рыскания, угла скольжения и боковой перегрузки, СДУ, включающую в себя ВУ, входы которого соединены с выходами СВС по сигналам числа М, статического Рст и динамического Рдин давления и с выходами датчиков перемещения педалей, перемещения ручки управления по тангажу, угла атаки, угловой скорости крена, угловой скорости рыскания, угла скольжения и боковой перегрузки, рулевые приводы левый и правый, левую и правую механические проводки, входы которых соединены с левым и правым рулевым приводом соответственно, рули направления левый и правый, подключенные к выходам левой и правой механических проводок соответственно. СДУ дополнительно содержит корректирующий блок, первый вход которого подключен к выходу ВУ, второй и третий входы соединены соответственно с выходами СВС по сигналам соответственно Рст и числа М, а выходы которого, являющиеся выходами СДУ, подключены к входам левого и правого рулевых приводов. Корректирующий блок содержит первый и второй нелинейные блоки, на входы которых поступают сигналы статического давления Рст и числа М с выходов СВС, первый и второй сумматоры, первые входы которых соединены с выходом второго нелинейного блока, а выходы которых являются выходами корректирующего блока, блок перемножения, первый вход которого, являющийся входом корректирующего блока, соединен с выходом ВУ, второй вход блока перемножения подключен к выходу первого нелинейного блока, а выход блока перемножения подключен к вторым входам первого и второго сумматоров.
Сущность изобретения поясняется следующими графическими изображениями:
на фиг. 1 изображена блок-схема системы управления двухкилевого пилотируемого ЛА в канале курса;
на фиг. 2 изображена структура корректирующего блока СУ;
на фиг. 3 приведены графики переходных процессов в СУ.
На фиг. 1÷3 использованы следующие обозначения:
1 - система воздушных сигналов (СВС);
2 - датчик перемещения педалей;
3 - датчик перемещения РУС по тангажу;
4 - датчик угла атаки;
5 - датчик угловой скорости крена;
6 - датчик угловой скорости рыскания;
7 - датчик угла скольжения;
8 - датчик перегрузки в боковом канале;
9 - система дистанционного управления;
10 - вычислительное устройство (ВУ) СДУ;
11, 12 - рулевые приводы левый РПлев и правый РПправ;
18, 19 - первый и второй нелинейные блоки;
13, 14 - механическая проводка левого МПлев и правого МПправ руля направления;
15, 16 - рули направления левый РНлев и правый РНправ;
17 - корректирующий блок;
18, 19 - первый и второй нелинейные блоки;
20, 21 - первый и второй сумматоры;
22 - блок перемножения сигналов;
М - число Маха;
Рст, Рдин - статическое и динамическое давление;
ХПЕД - сигнал перемещения педалей;
ХРγ - сигнал с выхода датчика перемещения РУС по крену;
α - сигнал с выхода датчика угла атаки;
ωХ, ωУ - сигналы угловых скоростей крена и рыскания;
β - сигнал угла скольжения;
nZ - сигнал боковой перегрузки;
δВУ - сигнал с выхода ВУ;
Figure 00000001
- сигнал на входе в левый рулевой привод РПлев;
Figure 00000002
- сигнал на входе в правый рулевой привод
Figure 00000003
К - коэффициент передачи первого нелинейного блока;
Figure 00000004
- дополнительный корректирующий сигнал отклонения рулей направления;
δрнф.исх - фактическое отклонение руля высоты в реальном полете с исходной СУ;
δрнф.мод - фактическое отклонение руля высоты в реальном полете с модифицированной СУ;
δрншт.исх - фактическое отклонение штока рулевого привода в реальном полете с исходной СУ;
δрншт.мод - фактическое отклонение штока рулевого привода в реальном полете с модифицированной СУ;
nz.исх - боковая перегрузка с исходной СУ в реальном полете;
nz.мод - боковая перегрузка с модифицированной СУ в реальном полете.
СУ содержит систему воздушных сигналов (СВС) 1, формирующую сигналы числа М, статического Рст и динамического Pдин давления, датчик 2 перемещения педалей, датчик 3 перемещения ручки управления по тангажу, датчики угла атаки 4, угловой скорости крена 5, угловой скорости рыскания 6, угла скольжения 7 и боковой перегрузки 8, СДУ 9, включающую в себя ВУ 10, входы которого соединены с выходами СВС 1 и с выходами датчиков 2, 3, 4, 5, 6, 7 и 8, рулевые приводы левый 11 и правый 12, механические системы левого руля направления 13 и правого руля направления 14, рули направления левый 15 и правый 16. СДУ дополнительно содержит корректирующий блок 17, первый вход которого подключен к выходу ВУ 10, второй и третий входы соединены соответственно с выходами СВС 1 по сигналам соответственно Рст и числа М, а выход которого, являющийся выходом СДУ 9, подключен к входам левого и правого рулевых приводов 11 и 12. ВУ 10 формирует закон управления рулями направления с учетом перекрестных связей в продольном и боковом движениях ЛА. Структура ВУ формируется для каждого ЛА индивидуально, например, так, как представлено на рис. 36.1 в книге Г.С. Бюшгенс, Р.В. Студнев. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. Москва. «Машиностроение», 1979 г., с. 308.
В состав корректирующего блока 17 входят первый 18 и второй 19 нелинейные блоки, на входы которых поступают сигналы статического давления Рст и числа М с выхода СВС 1, первый 20 и второй 21 сумматоры, первые входы которых соединены с выходом второго нелинейного блока 19, а выходы которых являются выходами корректирующего блока, блок перемножения 22, первый вход которого, являющийся входом корректирующего блока, соединен с выходом ВУ 10, второй вход которого подключен к выходу первого нелинейного блока 18, а выход блока перемножения подключен к вторым входам первого 20 и второго 21 сумматоров. Структура нелинейных блоков 18 и 19 определяется конкретным типом ЛА, вариант их реализации приведен на фиг. 2.
Положительный эффект достигается за счет введения в СДУ 9 дополнительного передаточного коэффициента, формируемого в корректирующем блоке 17, с помощью которого учитывается влияние описанного выше перемещения механической части СУ на величину фактического угла отклонения органа управления. Этот дополнительный передаточный коэффициент позволяет сформировать на входе в привод сигнал, который дает возможность получить угол отклонения рулей направления, соответствующий углу отклонения, необходимому для реализации управляемости, заданной алгоритмом СДУ на выходе ВУ в канале курса.
Описанное перемещение механической проводки СУ в пространстве обусловлено аэродинамическим нагружением консоли ВО и органа управления, размещенного на ВО. Аэродинамическое нагружение двухкилевого ВО характеризуется совокупностью симметричной и несимметричной аэродинамической нагрузки. Симметричная составляющая аэродинамической нагрузки на консоль двухкилевого ВО обусловлена воздействием обтекания крыла на ВО и зависит от режима полета. Несимметричная составляющая аэродинамической нагрузки обусловлена маневрированием ЛА и зависит как от режима полета, так и от величины кинематических параметров движения (боковая перегрузка, угол отклонения органа управления в канале курса и т.д.). Соответственно фактический угол отклонения органа управления в канале курса - δрн.ф можно представить в виде:
Figure 00000005
где:
q - скоростной напор;
δpн.0(q, рст) - составляющая фактического угла отклонения органа управления в канале курса, зависящая от величины симметричной составляющей аэродинамической нагрузки на консоль двухкилевого ВО и представляющая собой функцию скоростного напора q и статического давления (высоты полета) рст;
δpн.(nz, … q, рст) - составляющая фактического угла отклонения органа управления в канале курса, зависящая от величины несимметричной составляющей аэродинамической нагрузки на консоль двухкилевого ВО и представляющая собой функцию скоростного напора q и статического давления (высоты полета) рст, а также кинематических параметров движения - боковой перегрузки nz и т.д.
Величину δ.(nz, … q, рст) можно представить в виде функции заданного алгоритмом СДУ угла отклонения органа управления в канале курса δрн СУ:
Figure 00000006
где K1 (q, рст) - коэффициент пропорциональности, зависящий от параметров режима полета q и рст.
Таким образом, задача предлагаемой СУ состоит в том, чтобы при наличии управляющего сигнала δрн СУ, который необходим для управления ЛА в канале курса согласно теоретической модели ЛА, сформировать сигнал δрн.пр на входе в приводы органа управления в канале курса, который с учетом фактической деформированной конфигурации ЛА обеспечит управляемость, заданную величиной δрн СУ. Следовательно, соотношение (1) в этом случае примет вид:
Figure 00000007
Из соотношения (3) можно определить величину сигнала, которую надо подать на вход приводов органов управления в канале курса, чтобы получить управляемость, соответствующую углу отклонения δрн СУ:
Figure 00000008
где
Figure 00000009
а
Figure 00000010
Передаточный коэффициент K2(q, рст) формируется в корректирующем блоке 17, представленном на фиг. 2. Структура нелинейных блоков 18 и 19, входящих в корректирующий блок, определяется конкретным типом ЛА. Вариант их реализации для маневренного самолета приведен на фиг. 2.
На рис. 3 представлены результаты летных испытаний самолета с исходной системой управления и с предлагаемой (модифицированной) системой управления, выполненной при доработке самолета. На рисунке видно, что для выполнения координированного скольжения при перемещении штока привода руля направления для отклонения руля направления на угол δрн-штисх на самолете с исходной системой управления фактическое отклонение руля направления происходит на значительно меньший угол δрн ф исх. В аналогичной ситуации в модифицированной системе управления при перемещении штока привода руля направления для отклонения руля направления на угол δрншт мод происходит фактическое отклонение руля направления на угол δрн ф мод. Причем выполняется соотношение δрн ф модрншт исх. Таким образом, как следует из представленных графиков, предлагаемая СУ выполняет отклонение руля направления на больший угол, обеспечивающий расчетную управляемость в канале рыскания, лучшую, чем в исходной СУ, что следует из реализации повышенных значений боковой перегрузки nzмод вместо nzисх.

Claims (3)

1. Способ управления двухкилевым пилотируемым летательным аппаратом (ЛА) в канале курса, заключающийся в использовании педалей, системы дистанционного управления (СДУ), на вход которой поступает сигнал от педалей, двух рулевых приводов, на входы которых поступают сигналы с выходов СДУ, двух килей и расположенных на них рулей направления, двух механических проводок, отклоняющих рули направления от перемещения штоков рулевых приводов, отличающийся тем, что имеющее место изменение коэффициента передачи от перемещения штоков рулевых приводов до углового отклонения органов управления ЛА, вызванное упругими деформациями конструкции килей, составных узлов механических проводок и самих рулей направления при больших скоростных напорах, компенсируется соответствующим изменением коэффициента передачи сигналов с выходов СДУ до входов в рулевые приводы таким образом, что обеспечивается заданное (расчетное) значение общего коэффициента передачи сигнала от педалей через СДУ, рулевые приводы и механические проводки до отклонения органов управления ЛА.
2. Система дистанционного управления двухкилевым пилотируемым летательным аппаратом в канале курса, реализующая способ управления по п. 1, содержащая систему воздушных сигналов, формирующую сигналы числа М, статического Рст и динамического Рдин давления, датчик перемещения педалей, датчик перемещения ручки управления по крену, датчики угла атаки, угловой скорости крена, угловой скорости рыскания, угла скольжения и боковой перегрузки, СДУ, включающую в себя вычислительное устройство, входы которого соединены с выходами системы воздушных сигналов (СВС) по сигналам числа М, статического Рст и динамического Рдин давления, перемещения педалей, перемещения ручки управления по крену, угла атаки, угловой скорости крена, угловой скорости рыскания, угла скольжения и боковой перегрузки, рулевые приводы левый и правый, механические проводки для перемещения органов управления ЛА в канале курса, рули направления левый и правый, при этом СДУ дополнительно содержит корректирующий блок, первый вход которого подключен к выходу вычислительного устройства, второй и третий входы соединены соответственно с выходами СВС по сигналам соответственно Рст и числа М, а выход которого, являющийся выходом СДУ, подключен к входам левого и правого рулевых приводов.
3. Система дистанционного управления двухкилевым пилотируемым летательным аппаратом в канале курса по п. 2, отличающаяся тем, что корректирующий блок, содержащий первый и второй нелинейные блоки, на входы которых поступают сигналы статического давления Рст и числа М с выхода СВС, первый и второй сумматоры, первые входы которых соединены с выходом второго нелинейного блока, а выходы которых являются выходами корректирующего блока, блок перемножения, первый вход которого, являющийся входом корректирующего блока, соединен с выходом вычислительного устройства, второй вход блока перемножения подключен к выходу первого нелинейного блока, а выход блока перемножения соединен с вторыми входами первого и второго сумматоров.
RU2020144063A 2020-12-30 2020-12-30 Способ и система управления двухкилевого пилотируемого летательного аппарата в канале курса RU2765837C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020144063A RU2765837C1 (ru) 2020-12-30 2020-12-30 Способ и система управления двухкилевого пилотируемого летательного аппарата в канале курса

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020144063A RU2765837C1 (ru) 2020-12-30 2020-12-30 Способ и система управления двухкилевого пилотируемого летательного аппарата в канале курса

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2765837C1 true RU2765837C1 (ru) 2022-02-03

Family

ID=80214814

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020144063A RU2765837C1 (ru) 2020-12-30 2020-12-30 Способ и система управления двухкилевого пилотируемого летательного аппарата в канале курса

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2765837C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2070138C1 (ru) * 1993-06-28 1996-12-10 Мохаммед Аль-Хейли Шариф Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости
RU2327602C1 (ru) * 2006-10-27 2008-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" Способ управления самолетом и комплексная система для его осуществления
RU86326U1 (ru) * 2009-04-15 2009-08-27 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления летательным аппаратом
RU2392186C2 (ru) * 2007-12-03 2010-06-20 Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" Способ управления двухдвигательным самолетом и система для его осуществления
CN105035307A (zh) * 2015-08-11 2015-11-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 双通道耦合的飞机操纵系统

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2070138C1 (ru) * 1993-06-28 1996-12-10 Мохаммед Аль-Хейли Шариф Самолет с улучшенными характеристиками продольной устойчивости
RU2327602C1 (ru) * 2006-10-27 2008-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" Способ управления самолетом и комплексная система для его осуществления
RU2392186C2 (ru) * 2007-12-03 2010-06-20 Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" Способ управления двухдвигательным самолетом и система для его осуществления
RU86326U1 (ru) * 2009-04-15 2009-08-27 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Бортовая цифроаналоговая адаптивная система управления летательным аппаратом
CN105035307A (zh) * 2015-08-11 2015-11-11 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 双通道耦合的飞机操纵系统

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4236685A (en) Steering mechanism with an active force feedback, especially for aircraft
Harris F-35 flight control law design, development and verification
CN113568419B (zh) 一种变载四旋翼无人机容错控制方法
CN110347170A9 (zh) 可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导控制系统及工作方法
CN111290278B (zh) 一种基于预测滑模的高超声速飞行器鲁棒姿态控制方法
Di Francesco et al. Incremental nonlinear dynamic inversion and control allocation for a tilt rotor UAV
Calise Neural networks in nonlinear aircraft flight control
Bhardwaj et al. Thrust command based integrated reference model with envelope protections for tilt-rotor vtol transition uav
RU2765837C1 (ru) Способ и система управления двухкилевого пилотируемого летательного аппарата в канале курса
CN111158391A (zh) 一种基于离散系统直接控制分配的舵面控制方法
US5839697A (en) Method and apparatus for turn coordination gain as a function of flap position
RU2392186C2 (ru) Способ управления двухдвигательным самолетом и система для его осуществления
RU2374602C2 (ru) Способ формирования сигналов управления симметричной ракетой
RU2753776C1 (ru) Адаптивная система управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена
RU2736400C1 (ru) Система управления пилотируемого летательного аппарата с адаптивной перекрестной связью
JP3028888B2 (ja) オートパイロット装置
CN110426955B (zh) 一种基于利用耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法
RU2768310C1 (ru) Система управления летательного аппарата в канале курса
US4266743A (en) Pitch attitude stabilization system utilizing engine pressure ratio feedback signals
KR102114051B1 (ko) 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법
Perhinschi et al. Modeling and simulation of failures for primary control surfaces
Kikkawa et al. Nonlinear flight control with an extended state observer for a fixed-wing UAV
Abdallah et al. Modelling and simulation of an anti-tank guided missile
RU2784884C1 (ru) Способ автоматического управления продольным движением беспилотного летательного аппарата при наличии ветрового возмущения
CN113741173B (zh) 一种用于实现电传直升机trc响应类型的控制方法