RU2768310C1 - Course channel aircraft control system - Google Patents

Course channel aircraft control system Download PDF

Info

Publication number
RU2768310C1
RU2768310C1 RU2021119985A RU2021119985A RU2768310C1 RU 2768310 C1 RU2768310 C1 RU 2768310C1 RU 2021119985 A RU2021119985 A RU 2021119985A RU 2021119985 A RU2021119985 A RU 2021119985A RU 2768310 C1 RU2768310 C1 RU 2768310C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
inputs
aircraft
outputs
Prior art date
Application number
RU2021119985A
Other languages
Russian (ru)
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 RU2021119985A priority Critical patent/RU2768310C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2768310C1 publication Critical patent/RU2768310C1/en

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
    • B64C13/02—Initiating means
    • 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
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw

Landscapes

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

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to manual control systems in course channel of aircraft of normal configuration with differentially deflected stabilizer. In the control system, an additional cross-link circuit is formed, which deflects the rudder by a value sufficient to reduce the slip angles and lateral overload occurring at the considered form of movement to an acceptable level. This algorithm takes into account both flight mode parameters: number M, altitude (static pressure), angle of attack, and position (deflection angle) of the stabilizer during control in the longitudinal plane and the angle of deflection of the brake flap.
EFFECT: control system makes it possible to reduce overshoot of lateral overload approximately by two times to values acceptable as per pilot estimation.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системам ручного управления в канале курса летательного аппарата (ЛА) нормальной схемы с дифференциально отклоняемым стабилизатором.The invention relates to the field of aviation technology, namely to manual control systems in the course channel of an aircraft (LA) of a normal circuit with a differentially deflected stabilizer.

Современные маневренные ЛА управляются в боковом канале с помощью автоматизированных систем, в состав которых входят педали, ручка поперечного управления, система дистанционного управления (СДУ) с тем или иным законом управления, рулевые приводы элеронов и руля направления, на входы которых поступают сигналы с выходов СДУ (Г.С. Бюшгенс. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Москва. «Наука. Физматлит», 1998 г., с. 811, с. 651, рис. 14.4.4; Г.С. Бюшгенс, Р.В. Студнев. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. Москва. «Машиностроение», 1979 г., с. 352, с. 315, рис. 36.66, 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).Modern maneuverable aircraft are controlled in the side channel using automated systems, which include pedals, a transverse control stick, a remote control system (RCS) with one or another control law, aileron and rudder steering drives, the inputs of which receive signals from the CDS outputs. (G.S. Byushgens. Aerodynamics, stability and controllability of supersonic aircraft. Moscow. "Nauka. Fizmatlit", 1998, p. 811, p. 651, Fig. 14.4.4; G.S. Byushgens, R.V. P. Studnev, Aircraft Aerodynamics, Dynamics of Longitudinal and Lateral Motion, Moscow, Mashinostroenie, 1979, p.352, p.315, fig.36.66, pp.308, fig.36.1; .I. Aircraft flight control: A textbook for aviation universities. - M.: Mashinostroenie, 1980, 213.p., ill., pp. 117÷119).

Недостаток известных систем управления (СУ) заключается в том, что существующие СДУ не обеспечивают в должной мере удовлетворительные характеристики устойчивости и управляемости ЛА в канале курса в диапазоне околозвуковых чисел М и малых высот полета при управлении по крену с использованием дифференциально отклоняемого стабилизатора, в том числе с открытым тормозным щитком. Существующие СДУ для оптимизации динамических характеристик движения в канале крена используют перекрестную связь алгоритмов управления канала крена и канала курса для минимизации углов скольжения и возникающей боковой перегрузки, наличие которых приводит к увеличению нагрузок, действующих на агрегаты планера ЛА. Летчиками негативно оценивается также падение величины угловой скорости крена. Величина момента рыскания, The disadvantage of the known control systems (CS) is that the existing CDS do not provide adequately satisfactory characteristics of the stability and controllability of the aircraft in the course channel in the range of transonic M numbers and low flight altitudes when roll is controlled using a differentially deflectable stabilizer, including with open brake pad. To optimize the dynamic characteristics of motion in the roll channel, the existing CDS use the cross-coupling of the control algorithms of the roll channel and the heading channel to minimize the slip angles and the resulting lateral overload, the presence of which leads to an increase in the loads acting on the aircraft airframe units. The pilots also negatively assess the drop in the value of the angular velocity of the roll. The magnitude of the yaw moment,

возникающего при отклонении дифференциально отклоняемого стабилизатора для управления в канале крена, зависит не только от числа М и угла атаки, но и от величины угла отклонения стабилизатора в продольном движении. Из-за наличия продольного момента ЛА при отсутствии подъемной силы, который, как правило, на околозвуковых режимах полета становится положительным, угол отклонения стабилизатора ЛА с нормальной аэродинамической схемой в продольной плоскости уменьшается и из отрицательной области углов отклонения может переходить в положительную. При этом меняется знак момента рыскания, возникающий на этих режимах при дифференциальном отклонении стабилизатора. Аналогичное изменение момента рыскания происходит и при отдаче ручки управления по тангажу «от себя» в область положительных углов отклонения стабилизатора. Это явление не учитывается в существующих СУ, что приводит к появлению на указанных выше режимах полета значительных углов скольжения и боковых перегрузок при управлении в канале крена. Дополнительный рост этих кинематических параметров провоцирует выпуск тормозного щитка, который при наличии скольжения влияет на величину динамической боковой устойчивости ЛА и, тем самым, способствует дальнейшему увеличению угла скольжения и боковой перегрузки. В наибольшей степени рассмотренный негативный эффект проявляется на малых высотах (до трех километров).arising from the deviation of the differentially deflectable stabilizer for control in the roll channel, depends not only on the number M and the angle of attack, but also on the magnitude of the angle of deflection of the stabilizer in longitudinal motion. Due to the presence of the longitudinal moment of the aircraft in the absence of lift, which, as a rule, becomes positive in transonic flight modes, the deflection angle of the stabilizer of an aircraft with a normal aerodynamic configuration in the longitudinal plane decreases and can turn from the negative region of deflection angles into a positive one. In this case, the sign of the yaw moment, which occurs in these modes with a differential deflection of the stabilizer, changes. A similar change in the yaw moment occurs when the pitch control stick is pushed “away from you” to the region of positive stabilizer deflection angles. This phenomenon is not taken into account in the existing control systems, which leads to the appearance of significant slip angles and lateral g-forces during control in the roll channel in the above flight modes. An additional increase in these kinematic parameters provokes the release of the brake flap, which, in the presence of sliding, affects the value of the dynamic lateral stability of the aircraft and, thereby, contributes to a further increase in the slip angle and lateral overload. To the greatest extent, the considered negative effect is manifested at low altitudes (up to three kilometers).

Прототипом заявляемой системы управления ЛА в канале курса является автомат путевой устойчивости, представленный в работе Г.С. Бюшгенс. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Москва. «Наука. Физматлит», 1998 г., с. 811, с. 651, рис. 14.4.4. СУ содержит датчики перемещения педалей хп, перемещения ручки управления по крену хγ, угла атаки α, угловой скорости крена ωх, угловой скорости рыскания ωу, боковой перегрузки nz, рулевой привод элеронов, рулевой привод руля направления и вычислительное устройство (ВУ), формирующее сигналы управления на рулевые приводы элеронов и руля направления в соответствии с блок-схемой, представленной на рис. 14.4.4.The prototype of the claimed aircraft control system in the course channel is the directional stability machine presented in the work of G.S. Byushgens. Aerodynamics, stability and controllability of supersonic aircraft. Moscow. "The science. Fizmatlit", 1998, p. 811, p. 651, fig. 14.4.4. The control system contains sensors for pedal movement x p , roll control stick movement x γ , angle of attack α, roll angular velocity ω x , angular yaw rate ω y , lateral overload n z , aileron steering drive, rudder steering drive and a computing device (VU ), which generates control signals to the steering drives of the ailerons and the rudder in accordance with the block diagram shown in Fig. 14.4.4.

Целью изобретения является обеспечение удовлетворительных характеристик устойчивости и управляемости в канале курса ЛА нормальной схемы с дифференциально отклоняемым стабилизатором на малых высотах и околозвуковых числах М при управлении в канале крена, в том числе с отклоненным тормозным щитком.The aim of the invention is to provide satisfactory stability and control characteristics in the course channel of an aircraft of a normal scheme with a differentially deflectable stabilizer at low altitudes and transonic M numbers when controlled in the roll channel, including with a deflected brake flap.

Технический результат, достигаемый предлагаемым изобретением, заключается в повышении надежности системы управления ЛА.The technical result achieved by the invention is to increase the reliability of the aircraft control system.

Ожидаемый технический результат достигается системой управления летательного аппарата в канале курса, включающей в себя вычислительное устройство (ВУ) системы дистанционного управления (СДУ) ЛА, датчики перемещения педалей хп, перемещения ручки управления по крену хγ, угла атаки α, угловой скорости крена ωх, угловой скорости рыскания ωу, боковой перегрузки nz, выходы которых подключены соответственно к первому, второму, третьему, четвертому, пятому и шестому входам ВУ, ВУ снабжен первым и вторым выходами по сигналам управления соответственно рулем направления и элеронами ЛА, рулевой привод элеронов РПэ, рулевой привод руля направления РПн, первый сумматор, первый вход которого подключен к первому выходу ВУ, а выход которого соединен с входом РПн, первый и второй блоки перемножения, дополнительно содержащей датчик перемещения ручки управления по тангажу хϑ, систему вычисления воздушных сигналов (СВС), первый и второй выходы которой по сигналам числа М и статического давления Рст соединены соответственно с седьмым и восьмым входами ВУ, датчик угловой скорости тангажа ωz, выход которого соединен с девятым входом ВУ, левый РПлев и правый РПправ рулевые приводы дифференциального стабилизатора, рулевой привод тормозного щитка РПтщ, ВУ снабжен третьим, четвертым и пятым выходами соответственно по сигналам на отклонение левой и правой частей дифференциального стабилизатора Δϕ, на отклонение стабилизатора ϕст и на отклонение тормозного щитка δтщ, второй и третий сумматоры, выходы которых соединены соответственно с входами левого РПлев и правого РПправ рулевых приводов дифференциального стабилизатора, первые входы второго и третьего сумматоров подключены к четвертому выходу ВУ, второй вход второго сумматора и второй инвертирующий вход третьего сумматора соединены с третьим выходом ВУ, четвертый сумматор, первый и второй нелинейные блоки, входы которых подключены соответственно к четвертому и пятому выходам ВУ, а выходы - к первому инвертирующему входу и к второму входу четвертого сумматора, третий нелинейный блок, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами СВС, четвертый нелинейный блок, вход которого подключен к выходу датчика угла атаки а, третий блок перемножения, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходу четвертого нелинейного блока и к выходу второго блока перемножения, а выход - к второму входу первого сумматора, при этом первый и второй входы первого блока перемножения подключены соответственно к выходу третьего нелинейного блока и к выходу датчика перемещения ручки управления по крену хγ, первый и второй входы второго блока перемножения подключены соответственно к выходу первого блока перемножения и к выходу четвертого сумматора, вход РПтщ подключен к пятому выходу ВУ, а выход датчика перемещения ручки управления по тангажу хϑ соединен с десятым входом ВУ.The expected technical result is achieved by the control system of the aircraft in the course channel, which includes a computing device (VU) of the remote control system (RCS) of the aircraft, sensors for the movement of the pedals x p , the movement of the control stick along the roll x γ , the angle of attack α, the angular velocity of the roll ω x , yaw angular velocity ω y , lateral overload n z , the outputs of which are connected respectively to the first, second, third, fourth, fifth and sixth inputs of the WU, the WU is equipped with the first and second outputs according to the control signals, respectively, the rudder and ailerons of the aircraft, the steering drive ailerons RP e , rudder drive RP n , the first adder, the first input of which is connected to the first output of the WU, and the output of which is connected to the input of RP n , the first and second multiplication blocks, additionally containing a sensor for moving the control stick in pitch x ϑ , the system calculation of air signals (ACS), the first and second outputs of which are based on the signals of the number M and static yes the phenomena R st are connected respectively to the seventh and eighth inputs of the WU, the sensor of the angular rate of pitch ω z , the output of which is connected to the ninth input of the WU, the left RP left and the right RP are the steering drives of the differential stabilizer, the steering drive of the brake flap RP tsh , the VU is equipped with a third, the fourth and fifth outputs, respectively, according to the signals for the deviation of the left and right parts of the differential stabilizer Δϕ, for the deviation of the stabilizer ϕ st and for the deviation of the brake flap δ tsh , the second and third adders, the outputs of which are connected respectively to the inputs of the left RP left and right RP of the rights of steering drives differential stabilizer, the first inputs of the second and third adders are connected to the fourth output of the VU, the second input of the second adder and the second inverting input of the third adder are connected to the third output of the VU, the fourth adder, the first and second nonlinear blocks, the inputs of which are connected respectively to the fourth and fifth outputs of the VU , and the outputs - to the first inverting input and to the second input of the fourth adder, the third non-linear block, the first and second inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the CBC, the fourth non-linear block, the input of which is connected to the output of the angle of attack sensor a, the third multiplication block, the first and second inputs of which are connected respectively, to the output of the fourth non-linear block and to the output of the second multiplication block, and the output to the second input of the first adder, while the first and second inputs of the first multiplication block are connected, respectively, to the output of the third non-linear block and to the output of the roll control handle displacement sensor x γ , the first and second inputs of the second multiplication unit are connected respectively to the output of the first multiplication unit and to the output of the fourth adder, the input RP tsh is connected to the fifth output of the VU, and the output of the sensor for moving the control stick along the pitch x ϑ is connected to the tenth input of the VU.

В предлагаемой СУ формируется дополнительная цепь перекрестной связи, которая осуществляет отклонение руля направления на величину, достаточную для уменьшения до приемлемого уровня возникших при рассматриваемой форме движения углов скольжения и боковой перегрузки. Этот алгоритм учитывает как параметры режима полета: число М, высоту (статическое давление), угол атаки, так и положение (угол отклонения) стабилизатора при управлении в продольной плоскости и угол отклонения тормозного щитка.In the proposed control system, an additional cross-coupling circuit is formed, which deflects the rudder by an amount sufficient to reduce to an acceptable level the slip angles and lateral overload that have arisen during the considered form of movement. This algorithm takes into account both the flight mode parameters: the M number, altitude (static pressure), angle of attack, and the position (angle of deflection) of the stabilizer when controlled in the longitudinal plane and the angle of deflection of the brake flap.

Сущность изобретения поясняется графическими изображениями. На фиг. 1 представлена структурная схема предлагаемой системы управления ЛА в канале курса, на фиг. 2 показан вариант реализации ВУ, на фиг. 3 изображены графики The essence of the invention is illustrated by graphic images. In FIG. 1 shows a block diagram of the proposed aircraft control system in the heading channel, in Fig. 2 shows an embodiment of the WU, in Fig. 3 graphs are shown

изменения текущих значений nz - боковой перегрузки - в процессе выполнения маневра с исходной и с предлагаемой СУ. На графических изображениях приняты следующие обозначения:changes in the current values of n z - lateral overload - in the process of performing the maneuver with the original and with the proposed SS. The following designations are used on graphic images:

1 - ВУ (вычислительное устройство для формирования законов управления ЛА в СУ);1 - VU (computing device for the formation of aircraft control laws in the CS);

2 - датчик перемещения педалей хп;2 - pedal movement sensor x p ;

3 - датчик перемещения ручки управления ЛА по крену хγ;3 - sensor for moving the aircraft control stick in roll x γ ;

4 - датчик угла атаки α;4 - angle of attack sensor α;

5 - датчик угловой скорости крена ωх;5 - roll rate sensor ω x ;

6 - датчик угловой скорости рыскания ωу;6 - yaw rate sensor ω y ;

7 - датчик боковой перегрузки nz;7 - lateral overload sensor n z ;

8 - рулевой привод элеронов РПэ; 8 - steering drive of the ailerons RP e;

9 - рулевой привод руля направления РПн; 9 - steering drive of the rudder RP n;

10 - первый сумматор;10 - the first adder;

11, 12 - первый и второй блоки перемножения;11, 12 - the first and second blocks of multiplication;

13 - датчик перемещения ручки управления ЛА по тангажу хϑ;13 - sensor moving the aircraft control stick in pitch x ϑ ;

14 - система вычисления воздушных сигналов (СВС);14 - system for calculating air signals (SHS);

15 - датчик угловой скорости тангажа ωz;15 - pitch rate sensor ω z ;

16, 17 - левый РПлев и правый РПправ рулевые приводы отклонения соответственно левой и правой частей дифференциального стабилизатора ЛА;16, 17 - left RP left and right RP right steering deflection drives, respectively, of the left and right parts of the aircraft differential stabilizer;

18 - рулевой привод тормозного щитка РПтщ;18 - steering drive of the brake flap RP tsh ;

19, 20, 21 - второй, третий и четвертый сумматоры;19, 20, 21 - the second, third and fourth adders;

22, 23, 24, 25 - первый, второй, третий и четвертый нелинейные блоки;22, 23, 24, 25 - the first, second, third and fourth non-linear blocks;

26 - третий блок перемножения;26 - the third block of multiplication;

ωх, ωу, ωz - сигналы угловых скоростей соответственно: крена, рыскания и тангажа с выходов датчиков 5, 6 и 15;ω x , ω y , ω z - signals of angular velocities respectively: roll, yaw and pitch from the outputs of the sensors 5, 6 and 15;

М, Р ст - сигналы числа М и статического давления на выходах СВС 14;M, R st - signals of the number M and static pressure at the outputs of the SHS 14;

α - сигнал угла атаки на выходе датчика 4;α - signal angle of attack at the output of the sensor 4;

ϕст - сигнал с выхода ВУ 1 на отклонение стабилизатора ЛА;ϕ st - signal from the output of WU 1 to the deviation of the stabilizer LA;

Kϕ - передаточное число первого нелинейного блока 22, регулируемое по сигналу ϕст;K ϕ - gear ratio of the first non-linear block 22, adjustable signal ϕ article ;

ϕ1, ϕ2 - опорные значения угла отклонения стабилизатора при управлении в продольной плоскости;ϕ 1 , ϕ 2 - reference values of the angle of deflection of the stabilizer when controlled in the longitudinal plane;

δтщ - сигнал отклонения тормозного щитка;δ tsh - brake flap deflection signal;

Figure 00000001
- передаточное число второго нелинейного блока 23, регулируемое по сигналу отклонения тормозного щитка с выхода ВУ 1;
Figure 00000001
- gear ratio of the second non-linear unit 23, controlled by the signal of the deflection of the brake flap from the output of VU 1;

δ1…δ2 - опорные значения угла отклонения тормозного щитка δтщ;δ 1 ... δ 2 - reference values of the deflection angle of the brake flap δ tsh ;

K1 - нижний уровень передаточного числа

Figure 00000001
второго нелинейного блока 23;K 1 - the lower level of the gear ratio
Figure 00000001
the second non-linear block 23;

Kм - передаточное число третьего нелинейного блока 24, регулируемое по сигналам числа М и статического давления Рст;K m - gear ratio of the third non-linear block 24, adjustable by the signals of the number M and static pressure P article ;

М1, М2, М3; М4 - опорные значения числа М в нелинейном блоке 24;M 1 , M 2 , M 3 ; M 4 - reference values of the number M in the non-linear block 24;

P1, P2 - опорные значения статического давления в нелинейном блоке 24;P 1 , P 2 - reference values of static pressure in the non-linear block 24;

Kα - передаточное число четвертого нелинейного блока 25, регулируемое по сигналу угла атаки α с датчика 4;K α - gear ratio of the fourth non-linear block 25, adjustable by the signal of the angle of attack α from the sensor 4;

α1…α2 - опорные значения угла атаки в четвертом нелинейном блоке 25;α 1 ...α 2 - reference values of the angle of attack in the fourth non-linear block 25;

Kα1, Kα2 - верхний и нижний уровни изменения передаточного числа четвертого нелинейного блока 25;K α1 , K α2 - the upper and lower levels of the gear ratio of the fourth non-linear block 25;

Δϕ - сигнал с выхода ВУ 1 на отклонение левой и правой частей стабилизатора («ножниц») для управления ЛА по крену;Δϕ - signal from the output of VU 1 to the deviation of the left and right parts of the stabilizer ("scissors") to control the aircraft in roll;

δрн - сигнал с выхода ВУ 1 на отклонение руля направления;δ rn - signal from the output of VU 1 to the deviation of the rudder;

δ э - сигнал с выхода ВУ 1 на отклонение элеронов для управления ЛА поδ e - signal from the output of WU 1 to the deviation of the ailerons to control the aircraft according to

крену.roll.

Заявляемая система управления летательного аппарата в канале курса включает в себя вычислительное устройство ВУ 1 системы дистанционного управления ЛА, датчики перемещения педалей хп 2, перемещения ручки управления по крену хγ 3, угла атаки α 4, угловой скорости крена ωх 5, угловой скорости рыскания ωу 6, боковой перегрузки nz 7, выходы которых подключены соответственно к первому, второму, третьему, четвертому, пятому и шестому входам ВУ 1, ВУ 1 снабжен первым и вторым выходами по сигналам управления соответственно рулем направления и элеронами ЛА, рулевой привод элеронов РПэ 8, рулевой привод руля направления РПн 9, первый сумматор 10, первый вход которого подключен к первому выходу ВУ 1, а выход которого соединен с входом РПн 9, первый 11 и второй 12 блоки перемножения. СУ дополнительно содержит датчик перемещения ручки управления по тангажу хϑ 13, СВС 14, первый и второй выходы которой по сигналам числа М и статического давления Р ст соединены соответственно с седьмым и восьмым входами ВУ 1, датчик угловой скорости тангажа ωz 15, выход которого соединен с девятым входом ВУ 1, левый РПлев 16 и правый РПправ 17 рулевые приводы дифференциального стабилизатора, рулевой привод тормозного щитка РПтщ 18, ВУ 1 снабжен третьим, четвертым и пятым выходами соответственно по сигналам на отклонение левой и правой частей дифференциального стабилизатора Δϕ, на отклонение стабилизатора ϕст и на отклонение тормозного щитка δтщ, второй 19 и третий 20 сумматоры, выходы которых соединены соответственно с входами левого РПлев 16 и правого РПправ 17 рулевых приводов дифференциального стабилизатора, первые входы второго 19 и третьего 20 сумматоров подключены к четвертому выходу ВУ 1, второй вход второго сумматора 19 и второй инвертирующий вход третьего сумматора 20 соединены с третьим выходом ВУ 1, четвертый сумматор 21, первый 22 и второй 23 нелинейные блоки, входы которых подключены соответственно к четвертому и пятому выходам ВУ 1, а выходы - к первому инвертирующему входу и к второму входу четвертого сумматора 21, третий нелинейный блок 24, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами СВС 14, четвертый нелинейный блок 25, вход которого подключен к выходу датчика The inventive aircraft control system in the course channel includes a computing device VU 1 of the aircraft remote control system, pedal movement sensors x n 2, roll control stick movement x γ 3, angle of attack α 4, roll angular velocity ω x 5, angular velocity yaw ω y 6, lateral overload n z 7, the outputs of which are connected respectively to the first, second, third, fourth, fifth and sixth inputs of VU 1, VU 1 is equipped with the first and second outputs according to the control signals, respectively, the rudder and ailerons of the aircraft, the steering drive ailerons RP e 8, steering rudder drive RP n 9, the first adder 10, the first input of which is connected to the first output of VU 1, and the output of which is connected to the input of RP n 9, the first 11 and second 12 multiplication blocks. The control system additionally contains a sensor for moving the control stick along the pitch x ϑ 13, SVS 14, the first and second outputs of which, according to the signals of the number M and static pressure P st , are connected respectively to the seventh and eighth inputs of the VU 1, the pitch angular velocity sensor ω z 15, the output of which connected to the ninth input of VU 1, the left RP left 16 and the right RP right 17 steering drives of the differential stabilizer, the steering drive of the brake flap RP tshch 18, VU 1 is equipped with the third, fourth and fifth outputs, respectively, according to the signals for the deviation of the left and right parts of the differential stabilizer Δϕ , on the deviation of the stabilizer ϕ st and on the deviation of the brake flap δ tsh , the second 19 and third 20 adders, the outputs of which are connected respectively to the inputs of the left RP lion 16 and the right RP rights 17 steering drives of the differential stabilizer, the first inputs of the second 19 and third 20 adders are connected to the fourth output of VU 1, the second input of the second adder 19 and the second inverting input of the third adder 20 connected to the third output of WU 1, the fourth adder 21, the first 22 and second 23 non-linear blocks, the inputs of which are connected respectively to the fourth and fifth outputs of WU 1, and the outputs to the first inverting input and to the second input of the fourth adder 21, the third non-linear block 24, the first and second inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the CBC 14, the fourth non-linear block 25, the input of which is connected to the output of the sensor

угла атаки α 4, третий блок перемножения 26, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходу четвертого нелинейного блока 25 и к выходу второго блока перемножения 12, а выход - к второму входу первого сумматора 10, при этом первый и второй входы первого блока перемножения 11 подключены соответственно к выходу третьего нелинейного блока 24 и к выходу датчика перемещения ручки управления по крену хγ 3, первый и второй входы второго блока перемножения 12 подключены соответственно к выходу первого блока перемножения 11 и к выходу четвертого сумматора 21, вход РПтщ 18 подключен к пятому выходу ВУ 1, а выход датчика перемещения ручки управления по тангажу хϑ 13 соединен с десятым входом ВУ 1.angle of attack α 4, the third multiplication block 26, the first and second inputs of which are connected respectively to the output of the fourth nonlinear block 25 and to the output of the second multiplication block 12, and the output to the second input of the first adder 10, while the first and second inputs of the first multiplication block 11 are connected respectively to the output of the third non-linear block 24 and to the output of the sensor for moving the control stick along the roll x γ 3, the first and second inputs of the second multiplication block 12 are connected, respectively, to the output of the first multiplication block 11 and to the output of the fourth adder 21, the input RP tsh 18 is connected to the fifth output of VU 1, and the output of the sensor for moving the control stick in pitch x ϑ 13 is connected to the tenth input of VU 1.

Заявляемая к патентованию СУ работает следующим образом.The control system claimed for patenting works as follows.

На входы ВУ 1 поступают сигналы с датчиков перемещения педалей 2, поперечного перемещения ручки 3 для управления по крену, продольного перемещения ручки 13 для управления по тангажу, сигналы с датчиков угла атаки 4, угловой скорости крена 5, угловой скорости рыскания 6, боковой перегрузки 7, угловой скорости тангажа 15 и с блока СВС 14. На основании входных сигналов с перечисленных выше датчиков ВУ 1 формирует выходные сигналы управления ЛА по трем каналам, которые подаются на соответствующие приводы, отклоняющие органы управления ЛА для реализации заданного ВУ 1 закона управления. Так, привод элеронов 8 отклоняет элероны на соответствующий угол δ э для управления по крену.The inputs of the VU 1 receive signals from the sensors of the movement of the pedals 2, the transverse movement of the stick 3 for roll control, the longitudinal movement of the stick 13 for pitch control, the signals from the sensors of the angle of attack 4, the angular rate of roll 5, the angular rate of yaw 6, lateral overload 7 , angular rate of pitch 15 and from the SHS unit 14. Based on the input signals from the above sensors, VU 1 generates output control signals for the aircraft through three channels, which are fed to the corresponding drives that deflect the aircraft controls to implement the given VU 1 control law. Thus, the aileron drive 8 deflects the ailerons at the appropriate angle δ e for roll control.

Возможный вариант исполнения ВУ, представленный на фиг. 2 и описанный в прототипе, может содержать как блоки передаточных чисел от ручки управления и педалей к приводам органов управления ЛА, формирующие прямые связи СДУ, так и блоки передаточных чисел демпфера крена, автомата устойчивости пути, перекрестных связей и т.д., образующих обратные связи СДУ.A possible version of the WU, shown in Fig. 2 and described in the prototype, may contain both gear ratio blocks from the control stick and pedals to the aircraft control actuators, forming direct links of the SDU, and gear ratio blocks of the roll damper, path stability machine, cross links, etc., forming reverse SDU connections.

Сигнал управления стабилизатором по тангажу ϕ ст алгебраически складывается в сумматорах 19 и 20 с обеспечивающим управление по крену сигналом «ножниц» дифференциального стабилизатора Δϕ и направляется на входы приводов 16 и 17 левой и правой частей стабилизатора, обеспечивающих управление ЛА по тангажу и крену. При наличии команды на выпуск тормозного щитка, соответствующий сигнал из ВУ 1 поступает на вход привода тормозного щитка 18, отклоняющего этот орган управления ЛА. Сигнал, обеспечивающий управление ЛА в канале курса от ВУ 1, поступает на первый вход первого сумматора 10.The stabilizer control signal in pitch ϕ st is algebraically added in adders 19 and 20 with the “scissors” signal of the differential stabilizer Δϕ providing roll control and is sent to the inputs of the drives 16 and 17 of the left and right parts of the stabilizer, providing control of the aircraft in pitch and roll. If there is a command to release the brake flap, the corresponding signal from VU 1 is fed to the input of the brake flap drive 18, which deflects this aircraft control. The signal that provides control of the aircraft in the course channel from VU 1 is fed to the first input of the first adder 10.

Одновременно сигнал продольного отклонения стабилизатора с выхода ВУ 1 подается на вход первого нелинейного устройства 22, которое производит оценку величины угла отклонения стабилизатора для продольного управления ϕ ст так, что при ϕст≥ϕ1 начинает формироваться дополнительный сигнал перекрестной связи канала крена с каналом рыскания, который достигает своего полного значения при ϕст≥ϕ2. Таким образом в действие вводится перекрестная связь со знаком, противоположным знаку основной перекрестной связи, сформированной в ВУ 1, в диапазоне углов отклонения стабилизатора по тангажу, где происходит изменение знака момента рыскания от дифференциального отклонения («ножниц») стабилизатора. Полученный на выходе блока 22 коэффициент усиления Kϕ поступает на первый вход четвертого сумматора 22. Аналогично формируется передаточный коэффициент, учитывающий влияние угла отклонения тормозного щитка на боковую управляемость ЛА, включая перемену знака перекрестной связи в диапазоне углов отклонения тормозного щитка δ1…δ2 так, что соответствующее передаточное число

Figure 00000001
поступает на второй вход четвертого сумматора 21. Вид передаточных чисел Kϕ и
Figure 00000001
, а также величина и количество опорных значений δ1…δ2, ϕ1…ϕ2 - принадлежность и отражения особенностей аэродинамики конкретного ЛА. Алгебраическая сумма на выходе этого сумматора представляет собой полный коэффициент усиления дополнительной перекрестной связи по углам отклонения рассмотренных органов управления. Далее полученный сигнал с выхода сумматора 21 поступает на второй вход второго блока перемножения 12.At the same time, the stabilizer pitch signal from the output of WU 1 is fed to the input of the first non-linear device 22, which estimates the magnitude of the stabilizer deflection angle for longitudinal control ϕ st so that at ϕ st ≥ϕ 1 , an additional signal of the roll channel cross-link with the yaw channel begins to form, which reaches its full value at ϕ st ≥ϕ 2 . Thus, a cross-link with a sign opposite to the sign of the main cross-link formed in VU 1 is put into action in the range of stabilizer pitch angles, where the sign of the yaw moment changes from the differential deflection (“scissors”) of the stabilizer. The gain K ϕ obtained at the output of block 22 is fed to the first input of the fourth adder 22. Similarly, a transfer coefficient is formed that takes into account the influence of the deflection angle of the brake flap on the lateral controllability of the aircraft, including the change in the sign of the cross-coupling in the range of deflection angles of the brake flap δ1 ... δ2 so that corresponding gear ratio
Figure 00000001
enters the second input of the fourth adder 21. Type of gear ratios K ϕ and
Figure 00000001
, as well as the magnitude and number of reference values δ1…δ2, ϕ 1 …ϕ 2 - belonging and reflecting the features of the aerodynamics of a particular aircraft. The algebraic sum at the output of this adder is the total gain of the additional cross-coupling over the deflection angles of the considered controls. Next, the received signal from the output of the adder 21 is fed to the second input of the second multiplication block 12.

Сигналы числа М и статического давления Рст с первого и второго выходов блока СВС 14 поступают на входы третьего нелинейного устройства 24, формирующего границы применения дополнительной перекрестной связи по числу М и высоте полета (через статическое давление) посредством характерных для данного ЛА опорных значений переменных М1÷ М4 и P1, Р2. Сигнал с выхода блока 24 поступает на первый вход первого блока умножения 11.The signals of the M number and the static pressure P st from the first and second outputs of the SHS block 14 are fed to the inputs of the third non-linear device 24, which forms the boundaries of the application of additional cross-coupling in terms of the number M and the flight altitude (through static pressure) by means of the reference values of the variables M characteristic of this aircraft 1÷ M 4 and P 1 , R 2 . The signal from the output of block 24 is fed to the first input of the first multiplication block 11.

Сигнал поперечного перемещения ручки управления с датчика 3 поступает на второй вход первого блока умножения 11.The signal of the transverse movement of the control stick from sensor 3 is fed to the second input of the first multiplication block 11.

Произведение сигналов с выхода блока 11 поступает на первый вход второго блока перемножения 12. Полученный результат поступает на второй вход третьего блока перемножения 26.The product of signals from the output of block 11 is fed to the first input of the second multiplication block 12. The result obtained is fed to the second input of the third multiplication block 26.

Сигнал с выхода датчика угла атаки 4 поступает на вход четвертого нелинейного устройства 25, формирующего закон коррекции сигнала дополнительной перекрестной связи по углу атаки с помощью передаточного числа Кα. Данный коэффициент является функцией угла атаки посредством характерных для данного ЛА опорных значений α1…α2. Полученный на выходе блока 25 сигнал поступает на первый блок третьего блока умножения 26.The signal from the output of the angle of attack sensor 4 is fed to the input of the fourth non-linear device 25, which generates the correction law for the additional crosstalk signal in terms of the angle of attack using the gear ratio Kα. This coefficient is a function of the angle of attack by means of reference values α 1 …α 2 characteristic of the given aircraft. The signal received at the output of block 25 is fed to the first block of the third multiplication block 26.

Полученное на выходе третьего блока умножения 26 произведение представляет собой результирующий сигнал дополнительной перекрестной связи. Это значение подается на второй вход первого сумматора 10.The product obtained at the output of the third multiplication block 26 is the resulting signal of the additional crosstalk. This value is fed to the second input of the first adder 10.

Сумма сигналов, сформированная на выходе сумматора 10 представляет собой управляющий сигнал в канале курса ЛА, учитывающий влияние дополнительной перекрестной связи, сформированной для реализации заявляемого положительного эффекта. Дополнительная перекрестная связь реализует передачу сигнала перемещения ручки управления по крену с датчика 3 в руль направления 9 с одновременной коррекцией этого сигнала по величине с помощью нелинейных блоков 23÷25 по режимам полета, по величинам перемещения тормозного щитка и стабилизатора и по углу атаки смолета. Сигнал с выхода сумматора 10, поступающий на вход привода 9 отклоняет руль направления ЛА на угол, необходимый The sum of the signals generated at the output of the adder 10 is a control signal in the course channel LA, taking into account the influence of additional cross-link generated to implement the claimed positive effect. An additional cross-coupling implements the transfer of the signal of the movement of the control stick along the roll from the sensor 3 to the rudder 9 with simultaneous correction of this signal in magnitude with the help of nonlinear blocks 23÷25 according to the flight modes, according to the displacement of the brake flap and stabilizer and according to the angle of attack of the aircraft. The signal from the output of the adder 10, fed to the input of the drive 9, deflects the rudder of the aircraft at an angle required

для управления в канале курса с учетом особенностей, присущих данному ЛА в околозвуковом диапазоне режимов полета при продольном отклонении стабилизатора и выпуске тормозного щитка.for control in the course channel, taking into account the features inherent in this aircraft in the transonic range of flight modes with the longitudinal deviation of the stabilizer and the release of the brake flap.

Детальная реализация ВУ 1 зависит от конкретного типа ЛА. На фиг. 2 представлен пример построения ВУ, используемого в прототипе СУ (Г.С. Бюшгенс. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Москва. «Наука. Физматлит», 1998 г., с. 811, с. 651, рис. 14.4.4). Описание работы ВУ и принятые на рисунке обозначения приведены на с. 650÷652. Структура нелинейных блоков 22, 23, 24 и 25 также определяется конкретным типом ЛА. На фиг.1 приведен вариант реализации этих блоков для одного из самолетов семейства МиГ.Detailed implementation of VU 1 depends on the particular type of aircraft. In FIG. Figure 2 shows an example of building a WU used in the prototype control system (G.S. Byushgens. Aerodynamics, stability and controllability of supersonic aircraft. Moscow. Nauka. Fizmatlit, 1998, p. 811, p. 651, Fig. 14.4.4 ). The description of the operation of the VU and the designations adopted in the figure are given on p. 650÷652. The structure of the non-linear blocks 22, 23, 24 and 25 is also determined by the particular type of aircraft. Figure 1 shows a variant of the implementation of these blocks for one of the aircraft of the MiG family.

На фиг. 3 представлено сравнение характеристик движения в канале курса ЛА с исходной и предлагаемой СУ при выполнении отклонения ручки управления по крену на полный ход в процессе выпуска тормозного щитка на околозвуковом режиме полета. На рисунке обозначено: t - время в секундах; nz - изменение боковой перегрузки в процессе выполнения маневра; «исходная» - исходная СУ; «с доработкой» - предлагаемая СУ.In FIG. Figure 3 shows a comparison of the characteristics of movement in the course channel of the aircraft with the original and proposed SS when the control stick is deflected by a full stroke in the process of releasing the brake flap in the transonic flight mode. The figure shows: t - time in seconds; n z - change in lateral overload during the maneuver; "original" - initial SS; "with revision" - the proposed SU.

Как видно из фиг. 3, предлагаемая к патентованию СУ позволяет уменьшить заброс боковой перегрузки примерно в два раза до приемлемых по оценке летчика значений.As can be seen from FIG. 3, proposed for patenting the control system allows to reduce the lateral overload roll by about two times to acceptable values according to the pilot.

Claims (1)

Система управления (СУ) летательного аппарата (ЛА) в канале курса, включающая в себя вычислительное устройство (ВУ) системы дистанционного управления (СДУ) ЛА, датчики перемещения педалей хп, перемещения ручки управления по крену хγ, угла атаки α, угловой скорости крена ωx, угловой скорости рыскания ωу, боковой перегрузки nz, выходы которых подключены соответственно к первому, второму, третьему, четвертому, пятому и шестому входам ВУ, ВУ снабжено первым и вторым выходами по сигналам управления соответственно рулем направления и элеронами ЛА, рулевой привод элеронов РПэ, рулевой привод руля направления РПн, первый сумматор, первый вход которого подключен к первому выходу ВУ, а выход которого соединен с входом РПн, первый и второй блоки перемножения, дополнительно содержащая датчик перемещения ручки управления по тангажу хϑ, систему вычисления воздушных сигналов (СВС), первый и второй выходы которой по сигналам числа М и статического давления Рст соединены соответственно с седьмым и восьмым входами ВУ, датчик угловой скорости тангажа ωz, выход которого соединен с девятым входом ВУ, левый РПлев и правый РПправ рулевые приводы дифференциального стабилизатора, рулевой привод тормозного щитка РПтщ, ВУ снабжено третьим, четвертым и пятым выходами соответственно по сигналам на отклонение левой и правой частей дифференциального стабилизатора Δϕ, на отклонение стабилизатора ϕст и на отклонение тормозного щитка δтщ, второй и третий сумматоры, выходы которых соединены соответственно с входами левого РПлев и правого РПправ рулевых приводов дифференциального стабилизатора, первые входы второго и третьего сумматоров подключены к четвертому выходу ВУ, второй вход второго сумматора и второй инвертирующий вход третьего сумматора соединены с третьим выходом ВУ, четвертый сумматор, первый и второй нелинейные блоки, входы которых подключены соответственно к четвертому и пятому выходам ВУ, а выходы - к первому инвертирующему входу и к второму входу четвертого сумматора, третий нелинейный блок, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами СВС, четвертый нелинейный блок, вход которого подключен к выходу датчика угла атаки α, третий блок перемножения, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходу четвертого нелинейного блока и к выходу второго блока перемножения, а выход - к второму входу первого сумматора, при этом первый и второй входы первого блока перемножения подключены соответственно к выходу третьего нелинейного блока и к выходу датчика перемещения ручки управления по крену хγ, первый и второй входы второго блока перемножения подключены соответственно к выходу первого блока перемножения и к выходу четвертого сумматора, вход РПтщ подключен к пятому выходу ВУ, а выход датчика перемещения ручки управления по тангажу хϑ соединен с десятым входом ВУ.The control system (CS) of an aircraft (AC) in the course channel, including a computing device (CD) of the remote control system (RCS) of the aircraft, sensors for pedal movement x p , movement of the control stick along roll x γ , angle of attack α, angular velocity roll ω x , yaw angular velocity ω y , lateral overload n z , the outputs of which are connected respectively to the first, second, third, fourth, fifth and sixth inputs of the VU, the VU is equipped with the first and second outputs according to the control signals, respectively, of the rudder and the ailerons of the aircraft, aileron steering drive RP e , rudder steering drive RP n , the first adder, the first input of which is connected to the first output of the WU, and the output of which is connected to the input of RP n , the first and second multiplication blocks, additionally containing a sensor for moving the control stick in pitch x ϑ , a system for calculating air signals (SHS), the first and second outputs of which, according to the signals of the number M and static pressure P st , are connected, respectively but with the seventh and eighth inputs of the VU, the sensor of the angular rate of pitch ω z , the output of which is connected to the ninth input of the VU, the left RP left and right RP of the rights steering drives of the differential stabilizer, the steering drive of the brake flap RP tsh , the VU is equipped with the third, fourth and fifth outputs respectively, according to the signals for the deviation of the left and right parts of the differential stabilizer Δϕ, for the deviation of the stabilizer ϕ st and for the deviation of the brake flap δ tsh , the second and third adders, the outputs of which are connected respectively to the inputs of the left RP left and right RP rights of the steering drives of the differential stabilizer, the first the inputs of the second and third adders are connected to the fourth output of the VU, the second input of the second adder and the second inverting input of the third adder are connected to the third output of the VU, the fourth adder, the first and second nonlinear blocks, the inputs of which are connected respectively to the fourth and fifth outputs of the VU, and the outputs - to the first inverting input and to the second input of the fourth about the adder, the third nonlinear block, the first and second inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the SHS, the fourth nonlinear block, the input of which is connected to the output of the angle of attack sensor α, the third multiplication block, the first and second inputs of which are connected, respectively, to the output of the fourth nonlinear block and to the output of the second multiplication block, and the output - to the second input of the first adder, while the first and second inputs of the first multiplication block are connected respectively to the output of the third non-linear block and to the output of the sensor for moving the control stick along roll x γ , the first and second inputs of the second of the multiplication unit are connected respectively to the output of the first multiplication unit and to the output of the fourth adder, the input of RP tsh is connected to the fifth output of the VU, and the output of the sensor for moving the control stick in pitch x ϑ is connected to the tenth input of the VU.
RU2021119985A 2021-07-07 2021-07-07 Course channel aircraft control system RU2768310C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021119985A RU2768310C1 (en) 2021-07-07 2021-07-07 Course channel aircraft control system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021119985A RU2768310C1 (en) 2021-07-07 2021-07-07 Course channel aircraft control system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2768310C1 true RU2768310C1 (en) 2022-03-23

Family

ID=80819305

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021119985A RU2768310C1 (en) 2021-07-07 2021-07-07 Course channel aircraft control system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2768310C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2788621C1 (en) * 2022-04-13 2023-01-23 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка Oscillation amplitude controller in the control circuit of the direction of movement of the aircraft

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030034421A1 (en) * 2001-08-14 2003-02-20 Northrop Grumman Corporation System and method for controlling an aircraft
WO2007042290A1 (en) * 2005-10-12 2007-04-19 Filip Van Biervliet Method to control the movements of a flight simulator and flight simulator implementing such method
US20100087970A1 (en) * 2008-10-02 2010-04-08 Frederick Charles Henry Blechen Dynamic roll angle stall protection for an aircraft
RU2645589C2 (en) * 2015-11-18 2018-02-21 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Remote redundant system of automated modal control in longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts
RU2692740C1 (en) * 2018-07-05 2019-06-26 Публичное акционерное Общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ПАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") Method and device for improving track controllability of amphibious aircraft (hydroplane) during gliding
RU2703007C1 (en) * 2018-11-28 2019-10-15 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating control signals for steering drives of an unmanned aerial vehicle and a device for its implementation

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030034421A1 (en) * 2001-08-14 2003-02-20 Northrop Grumman Corporation System and method for controlling an aircraft
WO2007042290A1 (en) * 2005-10-12 2007-04-19 Filip Van Biervliet Method to control the movements of a flight simulator and flight simulator implementing such method
US20100087970A1 (en) * 2008-10-02 2010-04-08 Frederick Charles Henry Blechen Dynamic roll angle stall protection for an aircraft
RU2645589C2 (en) * 2015-11-18 2018-02-21 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Remote redundant system of automated modal control in longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts
RU2692740C1 (en) * 2018-07-05 2019-06-26 Публичное акционерное Общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ПАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") Method and device for improving track controllability of amphibious aircraft (hydroplane) during gliding
RU2703007C1 (en) * 2018-11-28 2019-10-15 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating control signals for steering drives of an unmanned aerial vehicle and a device for its implementation

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2788621C1 (en) * 2022-04-13 2023-01-23 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка Oscillation amplitude controller in the control circuit of the direction of movement of the aircraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4094479A (en) Side slip angle command SCAS for aircraft
KR101118888B1 (en) Systems and methods for controlling dynamic systems
US5404305A (en) Control of pilot control station authority for a dual piloted flight control system
US10261518B2 (en) Method and apparatus for protecting aircraft maximum lift capability
US20090302171A1 (en) Rate limited active pilot inceptor system and method
Xue et al. Adaptive fault-tolerant control for carrier-based UAV with actuator failures
CN111290278B (en) Hypersonic aircraft robust attitude control method based on prediction sliding mode
Lungu Backstepping and dynamic inversion control techniques for automatic landing of fixed wing unmanned aerial vehicles
Bhardwaj et al. Thrust command based integrated reference model with envelope protections for tilt-rotor vtol transition uav
Silva et al. Dynamic inversion and gain-scheduling control for an autonomous aerial vehicle with multiple flight stages
Napolitano et al. On-line parameter estimation for restructurable flight control systems
Shin et al. Design of a flight envelope protection system using a dynamic trim algorithm
Dong et al. Full-altitude attitude angles envelope and model predictive control-based attitude angles protection for civil aircraft
US5839697A (en) Method and apparatus for turn coordination gain as a function of flap position
RU2768310C1 (en) Course channel aircraft control system
RU2392186C2 (en) Method to control twin-engine aircraft and system to this end
Yavrucuk et al. Adaptive limit detection and avoidance for carefree maneuvering
JP3436722B2 (en) Control device
RU2736400C1 (en) Manned aircraft control system with adaptive cross link
RU2765837C1 (en) Method and system for controlling a two-fin manned aerial vehicle in the course channel
Jia et al. Maneuverable aircraft flight control using nonlinear dynamic inversion
KR102114051B1 (en) Method of non-linear control for aircraft considering center of gravity movement
Smith Functional control law design using exact non-linear dynamic inversion
RU2753776C1 (en) Adaptive system for controlling a manned aerial vehicle in the roll channel
Kier et al. Analysis of Automatic Control Function Effects on Vertical Tail Plane Critical Load Conditions