WO2018080344A1 - Многофункциональный одноместный самолет с комплексной системой управления - Google Patents

Многофункциональный одноместный самолет с комплексной системой управления Download PDF

Info

Publication number
WO2018080344A1
WO2018080344A1 PCT/RU2017/000780 RU2017000780W WO2018080344A1 WO 2018080344 A1 WO2018080344 A1 WO 2018080344A1 RU 2017000780 W RU2017000780 W RU 2017000780W WO 2018080344 A1 WO2018080344 A1 WO 2018080344A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wheels
aircraft
signals
control
inputs
Prior art date
Application number
PCT/RU2017/000780
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2018080344A8 (ru
Inventor
Сергей Валентинович КОНСТАНТИНОВ
Владимир Витальевич КРЮЧКОВ
Анатолий Федорович СКАЧКОВ
Алексей Валерьевич БЕЛЯЕВ
Владимир Алексеевич КРАСНОВ
Павел Борисович МОСКАЛЕВ
Александр Игоревич ЗАСОВИН
Виктор Федорович ЗАЕЦ
Сергей Евгеньевич ЗАЛЕССКИЙ
Николай Иванович КОСТЕНКО
Сергей Владимирович КИСЛОВ
Игорь Михайлович ДЕМИН
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" filed Critical Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой"
Priority to CN201780077345.9A priority Critical patent/CN110087991A/zh
Publication of WO2018080344A1 publication Critical patent/WO2018080344A1/ru
Publication of WO2018080344A8 publication Critical patent/WO2018080344A8/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • B64C19/02—Conjoint controls
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • 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

Definitions

  • the invention relates to multi-functional highly maneuverable aircraft, control systems that implement the functions of remote control systems (CDS), automatic control (ACS), restrictive signal systems (SOS).
  • CDS remote control systems
  • ACS automatic control
  • SOS restrictive signal systems
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) connecting cabinets and connected at the inputs and outputs through a multiplex communication line, four power supplies located in the same connecting cabinets, the outputs of each of which are connected to the inputs of computing devices, power amplifiers, the inputs of which are connected to the outputs of the computers, and the outputs through the connecting cabinet and cable network of the aircraft to the inputs of electro-hydraulic drives of control surfaces and rotary nozzles, the outputs of which are connected to the inputs through the cable network and connection cabinets calculators, aircraft motion parameters sensors, the outputs of which are connected to the computer inputs, buttons and switches in the cockpit that turn the system on and off (Known from: Flight magazine, Special issue Su; 1999; article “Development of aircraft control systems “Su”, or from the Proceedings of the Fifth International Symposium “Aviation Technologies of the 21st Century” Volume 1, TsAGI Publishing House; 1999; pp. 515-521, or from “Su Fighter” Chapters 5 and 7, Ed. Badretdin group and K 0
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) c) automatic parry of the moments of forces arising from the failure of one engine and causing the rotation of the aircraft.
  • Air braking implemented in a well-known aircraft requires the creation of a separate aerodynamic surface (brake flap), which also worsens the mass-dimensional characteristics of the aircraft, reduces usable volumes and does not allow the pilot to change the braking intensity.
  • the closest analogue (prototype) of the invention is an aircraft with a remote control system, described in patent JY-2472672.
  • the control system of this aircraft is characterized in that the functions of the CDS, self-propelled guns, ACS and control rotary nozzles are implemented in a single computer.
  • the laws governing the system of the system provide for the facilitation of aircraft control functions such as auto-trim, precise control, automatic parry of the turning moment that occurs when the engine fails, air braking.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) The prototype does not have an automatic engine traction control function, which significantly increases the psychophysiological load on the pilot during piloting.
  • the SUTK and SUS systems of the prototype are hydromechanical, which leads to an increase in the mass of these systems and the inability to significantly improve the controllability characteristics of the aircraft during its movement on the ground.
  • the present invention is the creation of an aircraft with an integrated control system (KSU), which would perform the functions of not only the SDU, ACS, SOS, control rotary nozzles, but also the functions of the SI VSP, AUT, SUTK, SUS, taking into account the requirements caused by the peculiarities of maneuverable airplanes.
  • KSU integrated control system
  • the invention according to the patent JSTs 2290646 provides for the placement of sensors, blocks and assemblies of the SI VSP system in one special aerodynamically streamlined body attached to the aircraft. This system is unsuitable for maneuverable aircraft, since the suspension of additional containers affects the aerodynamic characteristics of the aircraft. The elimination of this disadvantage is one of the objectives of the invention.
  • the invention according to patent N ° 2102283 provides for the correspondence between the movements of the brake lever (brake pads of the pedal mechanism or a separate brake lever) set by the pilot and the deceleration of the aircraft. In this case, the complete deceleration of the lever corresponds to the ultimate deceleration.
  • the specified system is unsuitable for maneuverable aircraft with a parachute, because when using it, the release of the parachute will not increase deceleration. The elimination of this drawback is also one of the objectives of the invention.
  • the invention is aimed at, is to reduce the psychophysiological load on the pilot by implementing the automatic engine traction control function; reduction of the radar visibility of the aircraft due to the use of small-sized air-pressure receivers-converters (PPVD) instead of traditional LDPE; improving the mass-dimensional characteristics of the aircraft by abandoning LDPE and significantly reducing the length of movable mechanical wiring; increasing braking efficiency by implementing the CTC function with the automatic deceleration control on the run, taking into account the release of the brake parachute; improving the laws of managing the CMS taking into account the speed of movement along the runway.
  • PVD air-pressure receivers-converters
  • an integrated control system that includes a computing unit connected at the inputs and outputs to the drives of the steering surfaces and rotary nozzles of the power plant through cable network, aircraft motion sensors, the outputs of which are connected via an internal multiplex communication line with a computing unit, a signal conversion unit connected through an internal multi a plex communication line with a computing unit connected via an external multiplex communication line to an information management system, according to the invention, an integrated control system comprises,
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) at least one calculator of air-speed parameters associated with the inputs and outputs of at least one receiver-transducer of air pressure (PPVD), designed to measure the total and static pressures, and with at least one temperature sensor an inhibited flow, as well as with a computing unit, which is connected to at least one airflow meter located at the aircraft’s internal compartment and designed to measure static pressure at the inputs and outputs, in addition, the complex system the board is equipped with a chassis control unit (BUSH), which contains calculators for controlling the actuators for turning and braking the wheels, the outputs of which are connected to the inputs of power amplifiers, the outputs of which are connected through the BUSH and the cable network to the inputs of the actuators for turning and braking the wheels, and the inputs of the calculators through the cable the aircraft network and the BUSH are connected to the outputs of the sensors of the actuators of rotation and braking of the wheels, the compression sensors of the shock absorbers of the chassis and the sensors of the wheel
  • the control system computing unit has an algorithmic unit for calculating and transmitting signals of necessary positions to the engine control lever actuator, which, based on the signals from the control unit in the cockpit of a given speed change or from the control unit of the control system, automatic control system, automatic control system, the control system for steering surfaces and rotary nozzles of the power plant of signals of a given speed or a given position of the engine control levers, calculates and transmits signals to crawled position of the actuator motor control levers.
  • the BUSH calculator includes an algorithmic unit for calculating the required pressures in the braking system of the wheels of the chassis depending on the position of the controls based on signals from the bodies
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) control in the cab, release of the brake parachute, compression of the shock absorbers of the chassis and the frequency of rotation of the wheels of the chassis, the output of which is connected to the input of the algorithmic control unit and control units of the brakes of the wheels of the chassis, the output of which through power amplifiers and the cable network is connected to the inputs of the units of the brakes of the wheels of the chassis, also BUSH includes an algorithmic unit for calculating the required angle of rotation of the wheels of the front landing gear, depending on the position of the controls, to the input of which the signals of the steering controls ohms of the wheels in the cab and the signal of the frequency of rotation of the wheels of the front rack, and the output is connected to the input of the algorithmic control unit and control the drive of the steering system for turning the wheels of the front rack of the chassis, the output of which is through power amplifiers, BUSH and the cable network is connected to the input of the drive of the control of rotation of the wheels of the front rack chassis.
  • the brake parachute release signal is used, which enters the algorithmic unit that determines the dependence of the pressure in the chassis braking control units on the deviation of the brake pads of the pedals, and changes it in accordance with the speed of the aircraft and the time since the parachute was released.
  • the dependence of the angle of rotation of the wheels of the front rack on the movement of the pedals is automatically adjusted according to the steering speed, determined by the signals of the wheel speed sensor of the front rack.
  • the proposed integrated control system provides control of the aircraft not only in the air, but also on the ground, and also significantly reduces the load on the pilot during piloting.
  • FIG. 1 is a structural diagram of a KSU system
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) in FIG. 2 is a block diagram of the KSU algorithms.
  • KSU integrated control system
  • the aircraft contains a fuselage, a wing, a plumage, a landing gear, a power plant (not shown in the figures) and an integrated control system (KSU), the structural diagram of which is shown in FIG. 1.
  • KSU includes a computing unit 1, in which, in accordance with the algorithms of the SDU, self-propelled guns, SOS systems, the signals of the necessary deviation of the steering surfaces and rotary nozzles, which serve to change the position of the aircraft in space, are calculated.
  • the signals of the necessary movement of the spools of the drives of the steering surfaces 2 and the rotary nozzles 3 are calculated.
  • the outputs of the computing unit 1 through the cable network 4 of the aircraft are connected to the inputs of the actuators for deviating the steering surfaces and thrust vector control, namely: steering surface drives 2 and rotary nozzles of the power plant 3.
  • the signals from the position sensors of the actuators 2, 3 through the cable network 4 of the aircraft are transmitted to the computing unit 1 and are used in it as feedbacks.
  • the system is quadrupled redundant.
  • the aircraft motion parameters are determined by redundant sensors 5, the signals from the outputs of which are transmitted to the steering surface control computing unit 1 via an internal multiplex communication line 6.
  • Analog signals from sensors and controls located in the cockpit are fed to the input of the unit signal transformations 7 are converted to digital and are also transmitted to the computing unit 1 via the internal multiplex communication line 6.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26)
  • the signals of the aircraft systems necessary for the operation of self-propelled guns, AS, and CDS enter the computing unit 1 via an external multiplex communication line 8 through the information-control system (IMS) 9.
  • IMS information-control system
  • signals from the KSU are issued to the IMS to indicate to the pilot the operating modes and system status.
  • the KSU includes four PPVD 10 located on the surface of the nose of the fuselage and designed to measure full and static pressures, one PPVD 1 1 located inside the equipment compartment and designed to measure static pressure, two sensors of the temperature of the inhibited flow 12 and two two-channel calculators of air parameters (GDP) 13.
  • PPVD 10 located on the surface of the nose of the fuselage and designed to measure full and static pressures
  • one PPVD 1 1 located inside the equipment compartment and designed to measure static pressure
  • two sensors of the temperature of the inhibited flow 12 and two two-channel calculators of air parameters (GDP) 13.
  • GDP two-channel calculators of air parameters
  • the receiving part of the PPSA has at least four radial channels made in different, previously known directions. Radial channels are connected to air pressure sensors located inside the RPVD. The magnitude of the pressure in the radial channels depends on the angle that the axis of the channel is with the direction of the incident flow. Due to this, knowing the direction of the RPVD channels relative to the axes of the aircraft, it is possible to calculate the air-speed flight parameters (VSP) from the difference in the pressure channels.
  • VSP air-speed flight parameters
  • the HPPF used in the framework of the present invention generates four air pressure signals for the KSU.
  • the measured pressures 10 of the pressure are converted into digital signals, which from the outputs of the pressures 10 are fed to the inputs of GDP 13, where the air-speed flight parameters (VSP) are calculated according to the difference in measured pressures in accordance with the VSP SI algorithms.
  • VSP air-speed flight parameters
  • the analog temperature signals of the inhibited flow from the outputs of the sensors 12 are transmitted to the inputs of the GDP 13, where they are also used to calculate the VSP.
  • an additional PPVD 1 1 is installed inside the onboard equipment compartment. All the PPVD 1 1 openings measure the static pressure in the equipment compartment. The measured pressures are converted into digital signals and fed to the input of computing unit 1, from where they are transmitted via digital communication lines to the inputs of GDP 13.
  • the inputs for controlling the heating of the PPVD are fed to the inputs of the high-pressure air-conditioning system 10 and the high-pressure air-conditioning system 1 1.
  • the computing unit 1 is connected to the engine control lever (ORE) 14.
  • the system is double-backed up to ensure reliability in terms of the AUT function.
  • the signals of the given throttle deviation angles from the output of the computing unit 1 are supplied to the inputs of the throttle 14.
  • the output of the throttle drive 14 to the input of the computing unit 1 receives signals of the actual throttle deviation angles and are used as feedback.
  • BUSH 15 contains two of the same type of computing channel, in each of which a calculator 16 is installed that implements:
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26)
  • the BUSH 15 there are power supplies 17, the voltage outputs of which are connected to the inputs of the calculators 16 and power amplifiers 18, the inputs of which are connected to the outputs of the calculators 16, and the outputs of the power amplifiers 18 are connected through the BUSH 15 and the cable network 4 of the aircraft to the inputs of the actuators of rotation and braking wheels, namely: to the inputs of the SU C 19 drive and brake assemblies of the wheels 20.
  • control signals CTC and CMS from the controls in the cab via analog communication lines enter the signal conversion unit 7, where they are converted to digital form and transmitted via the internal multiplex communication line 6 to the computing unit 1, from where they are transmitted via the internal multiplex communication line 6 and BUSH 15 to the inputs of the calculators 16.
  • the signal of the released position of the braking parachute through the IMS 9 via the external multiplex communication line 8 is sent to the computing unit 1, from where it is fed to the inputs of the calculators 16 via the internal multiplex communication line 6 and the BUSH 15, where it is used to change the dependence of the set value of the deceleration of the aircraft on the value of the deviation of the braking platforms of the pedal mechanism.
  • the signals of the operating modes and status of the SUTK and SUS systems are transmitted to the computing unit 1 from BUSH 15 for subsequent indication to the pilot.
  • Analog signals from the sensors 21 compression of the shock absorbers of the chassis, the sensor 22 of the wheel speed of the front landing gear and the sensors 23 of the wheel speed of the main landing gear through the cable network 4 of the aircraft and BUSH 15 are transmitted to the inputs of the calculators 16.
  • the signals of the position of the sensors of the rod of the drive SUS 19, the spools of the drive of the SUS 19 and the brake units of the wheels 20, as well as the signals of the pressure values in the brake system of the wheels through the cable network 4 of the aircraft and BUSH 15 are transmitted to the inputs of the computers 16 and are used in them to generate signals controlling the spools drives.
  • FIG. 2 shows a block diagram of the KSU algorithms illustrating the solution to the problems of CDS, ACS, SOS, steering gear and rotary nozzles, SI VSP, AUT, SUTK and SUS.
  • the input of the SDU, ACS, SOS algorithm block, steering gear control and rotary nozzles 24 receives the signals of the position of the controls in the cockpit, the values of the air-speed parameters from the block of calculation algorithms VSP 25, signals from sighting and navigation systems, the mass of fuel from the fuel gauge, signals of the presence of suspensions, their type and locations from weapons control systems. Also, the input of the block 24 receives the signals of the actual positions of the spools of the drives of the steering surfaces and rotary nozzles of the power plant.
  • the power amplifiers receive control signals for the spools of the drives of the steering surfaces and rotary nozzles of the power plant, where they are amplified and transmitted to the inputs of the drives of the steering surfaces and rotary nozzles of the power plant.
  • the health of the drives is also monitored.
  • the input of the algorithmic block for calculating the VSP 25 receives signals of full and static pressures from the RPVD located on the surface of the nose of the fuselage, signals of static pressures from the RPVD located in the equipment compartment, temperature signals from the temperature sensors of the inhibited flow, signals from inertial systems, signals from the organs control in the cockpit. From the output of block 25 to the input of the algorithmic block 24 receives signals VSP.
  • the signals of the given angles are calculated for the deviations of the OREs and transmitted to the input of the ORE drive, based on one of the signals received at the input of the algorithmic unit AUT 26: the signal of a given change in speed received from the organs
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) control in the cockpit, or a signal of a given speed (U ass ), received from the algorithm block 24, or a given position of the ORE (and ore ass ), received from the algorithm block 24. From the output of the ORE drive to the input of the algorithm block 26, signals of the actual position of the OREs are transmitted and used as feedbacks.
  • the input of the algorithmic block SUS 27 from the cab receives the signals of the position of the steering wheel control and the signal of the wheel speed of the front landing gear (PSS).
  • PSS wheel speed of the front landing gear
  • the required angle of rotation of the PSSh wheels is calculated depending on the position of the controls in the cab.
  • the PSSh wheel speed signal is used to calculate the runway speed and change the gear ratio between the pedal deflection and the PSSh steering angle depending on the value of the calculated speed.
  • the value of the required angle of rotation of the wheels from the output of block 27 is fed to the input of the control and monitoring unit of the SUS 28 drive, in which, in accordance with the indicated values and position signals of the sensors of the stem and spool of the electro-hydraulic drive of turning the wheels of the SSS, algorithms are implemented that determine the values of the control signals of the spool of this drive. These signals are transmitted through power amplifiers, BUSH and cable network to the input of the drive turning the wheels of the PSSh. Also in block 28, the serviceability of the drive of the PSSh wheels is checked by comparing the set values of the position of the spool of the PSSh wheel drive with the actual ones.
  • the input of the algorithmic unit ⁇ 29 receives the signals of the position of the controls in the cockpit, the release signal of the brake parachute, the compression signals of the shock absorbers of the chassis and the signals of the frequency of rotation of the wheels of the chassis.
  • the required pressures in the braking system are calculated depending on the position of the controls, the compression signal of the chassis shock absorbers, the frequency signal
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) rotation of the wheels of the chassis.
  • the brake parachute release signal is used to change the dependence of the aircraft deceleration on the movements of the controls in the cockpit when the brake parachute is released.
  • the values of the required pressures in the braking system from the output of block 29 are fed to the input of the control and monitoring unit for the brakes of the wheels of the chassis 30, in which, in accordance with the indicated values and the received signals of the positions of the spools of the brakes of the wheels and pressure values in the braking system, algorithms are implemented that determine the values of the signals control spools of brake units of wheels. These signals are transmitted through power amplifiers, BUSH and cable network to the inputs of the wheel brake assemblies. Also in block 30, the serviceability of the operation of the wheel brake assemblies is monitored by comparing the set values of the positions of the spools of the wheel brake assemblies with the actual ones.
  • KSU of the automatic engine traction control function allows you to control the movement of the aircraft without the direct involvement of the pilot in a wide range of target application modes. Due to this, the psychophysiological load on the pilot of a multifunctional aircraft is significantly reduced in terms of piloting tasks and the possibilities of his participation in solving other target tasks are increased.

Landscapes

  • Regulating Braking Force (AREA)

Abstract

Изобретение относится к высокоманевренным самолетам с многофункциональной системой управления. Самолет содержит комплексную систему управления (КСУ), которая включает вычислительный блок, соединенный по входам и выходам с приводами рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки через кабельную сеть, датчики движения самолета и блок преобразования сигналов, связанные через внутреннюю мультиплексную линию связи с вычислительным блоком, соединенным по внешней мультиплексной линии связи с информационно-управляющей системой. КСУ содержит вычислители воздушно-скоростных параметров, связанные с приемниками-преобразователями воздушных давлений (ППВД), и с датчиками температуры заторможенного потока, а также с вычислительным блоком. КСУ снабжена блоком управления шасси (БУШ), содержащим вычислители сигналов управления исполнительными механизмами поворота и торможения колес и усилители мощности, связанные с исполнительными механизмами поворота и торможения колес и с их датчиками, а также с датчиками обжатия амортизаторов шасси и датчиками частоты вращения колес шасси. КСУ позволяет управлять движением самолета без непосредственного участия летчика в широком диапазоне режимов целевого применения.

Description

Многофункциональный одноместный самолет с комплексной системой управления
Изобретение относится к многофункциональным высокоманевренным самолетам, системы управления которых реализуют функции систем дистанционного управления (СДУ), автоматического управления (САУ), систем ограничительных сигналов (СОС).
Перечень сокращений, используемых в описании:
Figure imgf000003_0001
Известен самолет, система управления которым содержит четыре одинаковых вычислительных устройства, расположенные в двух
1
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) соединительных шкафах и соединенные по входам и выходам между собой через мультиплексную линию связи, четыре блока питания, расположенные в этих же соединительных шкафах, выходы каждого из которых соединены с входами вычислительных устройств, усилители мощности, входы которых подсоединены к выходам вычислителей, а выходы через соединительный шкаф и кабельную сеть самолета к входам электрогидравлических приводов поверхностей управления и поворотных сопел, выходы которых через кабельную сеть и соединительные шкафы соединены с входами вычислителей, датчики параметров движения самолета, выходы которых соединены с входами вычислителей, кнопки и переключатели в кабине, включающие и выключающие режимы работы системы (Известен из: Журнал «Полет», Спец. выпуск Су; 1999 г.; статья «Развитие систем управления самолетов «Су», или из Сборник трудов пятого международного симпозиума «Авиационные технологии XXI века» том 1, издательство ЦАГИ; 1999 г.; стр. 515-521, или из «Истребитель «Су» Главы 5 и 7, Изд. группа Бадретдинов и К0. Москва, 2005 г.)
Недостатками системы управления известного самолета являются:
1. Наличие отдельных вычислителей САУ, СОС, сопла, каждый из которых имеет свои блоки питания, установочные стеллажи, коммутационную сеть (провода, разъемы и т.д.), что значительно ухудшает массово-габаритные характеристики системы.
2. Законы управления, реализованные в известной системе, не предусматривают реализацию ряда функций, облегчающих летчику управление самолетом, а именно:
а) автоматическое триммирование усилий на ручке управления летчика,
б) изменение расхода ручки управления на единицу перегрузки (угла атаки) в зависимости от конкретной задачи на данном этапе полета (режим точного управления),
2;
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) в) автоматическое парирование моментов сил, возникающих при отказе одного двигателя и вызывающих вращение самолета.
3. Реализованное в известном самолете воздушное торможение требует создания отдельной аэродинамической поверхности (тормозного щитка), что также ухудшает массово-габаритные характеристики самолета, сокращает полезные объемы и не позволяет изменять летчику интенсивность торможения.
Наиболее близким аналогом (прототипом) изобретения является самолет с системой дистанционного управления, описанный в патенте JY- 2472672. Система управления указанного самолета отличается тем, что функции систем СДУ, САУ, СОС и управления поворотными соплами реализованы в единых вычислителях. Законы управления системы предусматривают выполнение таких облегчающих управление самолетом функций, как автотриммирование, точное управление, автоматическое парирование разворачивающего момента, возникающего при отказе двигателя, воздушное торможение.
Недостатком системы управления данного самолета является то, что она не выполняет таких существенных функций, как:
1. Измерение высотно-скоростных параметров (СИ ВСП).
2. Автоматическое управление тягой двигателей (АУТ).
3. Управление торможением колес шасси (СУТК).
4. Управление поворотом колес передней стойки шасси (СУС).
У прототипа измерение воздушно-скоростных параметров выполняется системой воздушных сигналов (СВС), получающей информацию от приемников воздушного давления (ПВД) (см. «Истребитель Су-27. Начало истории» Глава 5, Изд. группа Бадретдинов и К0. Москва, 2005 г.) Это существенно увеличивает массу системы и повышает радиолокационную заметность самолета.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) Функция автоматического управления тягой двигателя у прототипа отсутствует, что существенно увеличивает психофизиологическую нагрузку на летчика при пилотировании.
Системы СУТК и СУС у прототипа гидромеханические, что приводит к увеличению массы этих систем и невозможности существенного улучшения характеристик управляемости самолета при его движении по земле.
Задачей настоящего изобретения является создание самолета с комплексной системой управления (КСУ), которая выполняла бы функции не только систем СДУ, САУ, СОС, управления поворотными соплами, но и функции СИ ВСП, АУТ, СУТК, СУС, с учетом требований, вызванных особенностями маневренных самолетов.
Известен ряд изобретений, относящихся к СИ ВСП, СУТК и СУС:
1. Изобретение по патенту JSTs 2290646 предусматривает размещение датчиков, блоков и агрегатов системы СИ ВСП в одном специальном аэродинамически обтекаемом корпусе, крепящемся к ЛА. Данная система непригодна для маневренных самолетов, поскольку подвеска дополнительных контейнеров ухудшает аэродинамические характеристики самолета. Устранение этого недостатка является одной из задач предлагаемого изобретения.
2. Изобретение по патенту N° 2102283 предусматривает обеспечение соответствия между заданными летчиком перемещениями тормозного рычага (тормозные площадки педального механизма или отдельный рычаг тормоза) и замедлением движения самолета. При этом полному перемещению рычага соответствует предельное замедление. Указанная система непригодна для маневренных самолетов, имеющих тормозной парашют, т.к. при ее использовании выпуск парашюта не увеличит замедления. Устранение данного недостатка также является одной из задач предлагаемого изобретения.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) 3. В изобретении по патенту JSTs2070140 предлагается изменять зависимость между отклонением педалей и отклонением переднего колеса при помощи отдельного рычага, перемещаемого пилотом. Такое решение неприемлемо для маневренных самолетов, т.к. требует установки в кабине дополнительного органа управления и отвлекает внимание летчика при пробеге и рулении.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в снижении психофизиологической нагрузки на летчика за счет реализации функции автоматического управления тягой двигателей; снижении радиолокационной заметности самолета за счет применения малогабаритных приемников-преобразователей воздушных давлений (ППВД) вместо традиционных ПВД; улучшении массово- габаритных характеристик самолета путем отказа от ПВД и существенного сокращения длины подвижной механической проводки; повышении эффективности торможения путем реализации функции СУТК с контуром автоматического управления замедлением на пробеге с учетом выпуска тормозного парашюта; совершенствовании законов управления СУС с учетом скорости движения по взлетно-посадочной полосе (ВПП).
Указанный технический результат достигается тем, что в самолете с комплексной системой управления, содержащем фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, комплексную систему управления, которая включает вычислительный блок, соединенный по входам и выходам с приводами рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки через кабельную сеть, датчики движения самолета, выходы которых связаны через внутреннюю мультиплексную линию связи с вычислительным блоком, блок преобразования сигналов, связанный через внутреннюю мультиплексную линию связи с вычислительным блоком, соединенным по внешней мультиплексной линии связи с информационно-управляющей системой, согласно изобретению комплексная система управления содержит,
5
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) по меньшей мере, один вычислитель воздушно-скоростных параметров, связанный по входам и выходам, по меньшей мере, с одним приемником- преобразователем воздушных давлений (ППВД), предназначенным для измерения полного и статического давлений, и с, по меньшей мере, одним датчиком температуры заторможенного потока, а также с вычислительным блоком, который по входам и выходам связан, по меньшей мере, с одним ППВД, расположенным во внутреннем отсеке самолета и предназначенным для измерения статического давления, кроме того, комплексная система управления снабжена блоком управления шасси (БУШ), содержащим вычислители сигналов управления исполнительными механизмами поворота и торможения колес, выходы которых подключены к входам усилителей мощности, выходы которых через БУШ и кабельную сеть соединены со входами исполнительных механизмов поворота и торможения колес, а входы вычислителей через кабельную сеть самолета и БУШ связаны с выходами датчиков исполнительных механизмов поворота и торможения колес, датчиков обжатия амортизаторов шасси и датчиков частоты вращения колес шасси.
Вычислительный блок системы управления имеет алгоритмический блок, предназначенный для вычисления и передачи сигналов необходимых положений приводу рычагов управления двигателями, который на основании поступивших от органов управления в кабине сигналов заданного изменения скорости или от поступивших из алгоритмического блока СДУ, САУ, СОС, управления приводами рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки сигналов заданной скорости или заданного положения рычагов управления двигателями, вычисляет и передает сигналы необходимых положений приводу рычагов управления двигателями.
Вычислитель БУШ включает алгоритмический блок расчета требуемых давлений в системе торможения колес шасси в зависимости от положения органов управления на основании сигналов, поступающих от органов
6
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) управления в кабине, выпуска тормозного парашюта, обжатия амортизаторов шасси и частоты вращения колес шасси, выход которого соединен с входом алгоритмического блока управления и контроля агрегатами тормозов колес шасси, выход которого через усилители мощности и кабельную сеть соединен с входами агрегатов тормозов колес шасси, также БУШ включает алгоритмический блок расчета требуемого угла поворота колес передней стойки шасси в зависимости от положения органов управления, на вход которого поступают сигналы органов управления поворотом колес в кабине и сигнал частоты вращения колес передней стойки, а выход соединен с входом алгоритмического блока управления и контроля приводом системы управления поворотом колес передней стойки шасси, выход которого через усилители мощности, БУШ и кабельную сеть соединен с входом привода управления поворотом колес передней стойки шасси.
Для устранения недостатка в СУТК используется сигнал выпуска тормозного парашюта, который поступает в алгоритмический блок, определяющий зависимость давления в агрегатах управления торможением шасси от отклонения тормозных площадок педалей, и изменяет ее в соответствии со скоростью самолета и временем с момента выпуска парашюта.
Для устранения недостатка в СУС зависимость угла поворота колес передней стойки от перемещения педалей корректируется автоматически по скорости руления, определяемой по сигналам датчика частоты вращения колес передней стойки.
При реализации указанных выше мероприятий предложенная комплексная система управления (КСУ) обеспечивает управление самолетом не только в воздухе, но и на земле, а также существенно снижает нагрузку на летчика при пилотировании.
Изобретение поясняется чертежами, где изображены:
на фиг. 1 - структурная схема системы КСУ;
7
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) на фиг. 2 - блок-схема алгоритмов КСУ.
Самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку (на фигурах не представлены) и комплексную систему управления (КСУ), структурная схема которой изображена на фиг. 1. КСУ включает в себя вычислительный блок 1, в котором в соответствии с алгоритмами систем СДУ, САУ, СОС вычисляются сигналы необходимого отклонения рулевых поверхностей и поворотных сопел, служащих для изменения положения самолета в пространстве. В соответствии с вычисленными сигналами необходимого отклонения рулевых поверхностей и поворотных сопел, в этом же вычислительном блоке 1 вычисляются сигналы необходимого перемещения золотников приводов рулевых поверхностей 2 и поворотных сопел 3. Выходы вычислительного блока 1 через кабельную сеть 4 самолета соединены с входами исполнительных механизмов отклонения рулевых поверхностей и управления вектором тяги, а именно: приводов рулевых поверхностей 2 и поворотных сопел силовой установки 3.
Сигналы с датчиков положений исполнительных механизмов 2, 3 через кабельную сеть 4 самолета передаются в вычислительный блок 1 и используются в нем в качестве обратных связей.
Для обеспечения надежности в части управления рулевыми поверхностями система четырехкратно резервирована.
Параметры движения самолета (перегрузки и угловые скорости) определяются резервированными датчиками 5, сигналы с выходов которых поступают в вычислительный блок 1 управления рулевыми поверхностями через внутреннюю мультиплексную линию связи 6. Аналоговые сигналы с датчиков и органов управления, расположенных в кабине пилота, поступают на вход блока преобразования сигналов 7, преобразуются в цифровые и также передаются в вычислительный блок 1 через внутреннюю мультиплексную линию связи 6.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) Сигналы самолетных систем, необходимые для работы САУ, СОС, и СДУ поступают в вычислительный блок 1 по внешней мультиплексной линии связи 8 через информационно-управляющую систему (ИУС) 9. По этой же линии в ИУС выдаются сигналы из КСУ для индикации летчику режимов работы и состояния системы.
Для выполнения функции СИ ВСП в состав КСУ включены четыре ППВД 10, расположенных на поверхности носовой части фюзеляжа и предназначенных для измерения полного и статического давлений, один ППВД 1 1 , расположенный внутри отсека оборудования и предназначенный для измерения статического давления, два датчика температуры заторможенного потока 12 и два двухканальных вычислителя воздушных параметров (ВВП) 13.
Приемная часть ППВД имеет, по меньшей мере, четыре радиальных канала, выполненные в различных, заранее известных направлениях. Радиальные каналы соединены с размещенными внутри ППВД датчиками, измеряющими воздушное давление. Величина давления в радиальных каналах зависит от величины угла, который ось канала составляет с направлением набегающего потока. За счет этого, зная направления каналов ППВД относительно осей самолета, по разности измеренных в каналах давлений возможно рассчитать воздушно-скоростные параметры полета (ВСП).
ППВД, используемые в рамках настоящего изобретения, формирует для КСУ четыре сигнала воздушных давлений.
Измеренные ППВД 10 давления преобразуются в цифровые сигналы, которые с выходов ППВД 10 поступают на входы ВВП 13, где по разнице измеренных давлений в соответствии с алгоритмами СИ ВСП рассчитываются воздушно-скоростные параметры полета (ВСП). Аналоговые сигналы температуры заторможенного потока с выходов датчиков 12 передаются на входы ВВП 13, где также используются для расчета ВСП.
9
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) Сигналы ВСП с выходов ВВП 13 передаются на входы вычислительного блока 1.
С целью коррекции измерений ППВД 10, расположенных на поверхности носовой части фюзеляжа, внутри отсека бортового оборудования установлен дополнительный ППВД 1 1. Все отверстия ППВД 1 1 измеряют статическое давление в отсеке оборудования. Измеренные давления преобразуются в цифровые сигналы и поступают на вход вычислительного блока 1, откуда по цифровым линиям связи передаются на входы ВВП 13.
С выходов ВВП 13 на входы ППВД 10 и ППВД 1 1 поступают сигналы управления обогревом ППВД.
Для реализации функции автоматического управления тягой двигателей вычислительный блок 1 соединен с приводом рычагов управления двигателями (РУД) 14. Для обеспечения надежности в части функции АУТ система двукратно резервирована.
Сигналы заданных углов отклонения РУД с выхода вычислительного блока 1 поступают на входы привода РУД 14. С выхода привода РУД 14 на вход вычислительного блока 1 поступают сигналы фактических углов отклонения РУД и используются в качестве обратной связи.
Для выполнения функций СУТК и СУС в состав КСУ включен блок
ЁУШ 15. Для обеспечения надежности в части СУТК и СУС система двукратно резервирована.
БУШ 15 содержит два однотипных вычислительных канала, в каждом из которых установлен вычислитель 16, реализующий:
а) алгоритмы формирования сигналов требуемого угла поворота колес передней стойки шасси и требуемой величины замедления при пробеге (алгоритмы СУС и СУТК);
б) алгоритмы управления и контроля исправности привода СУС и агрегатов СУТК.
10
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) В БУШ 15 размещены блоки питания 17, выходы напряжений которых подключены к входам вычислителей 16 и усилителям мощности 18, входы которых подключены к выходам вычислителей 16, а выходы усилителей мощности 18 подключены через БУШ 15 и кабельную сеть 4 самолета к входам исполнительных механизмов поворота и торможения колес, а именно: к входам привода СУ С 19 и агрегатов тормозов колес 20.
Сигналы управления СУТК и СУС от органов управления в кабине по аналоговым линиям связи поступают в блок преобразования сигналов 7, где преобразуются в цифровой вид и по внутренней мультиплексной линии связи 6 поступают в вычислительный блок 1 , откуда через внутреннюю мультиплексную линию связи 6 и БУШ 15 передаются на входы вычислителей 16.
Сигнал выпущенного положения тормозного парашюта через ИУС 9 по внешней мультиплексной линии связи 8 поступает в вычислительный блок 1 , откуда по внутренней мультиплексной линии связи 6 и БУШ 15 поступает на входы вычислителей 16, где используется для изменения зависимости заданной величины замедления движения самолета от величины отклонения тормозных площадок педального механизма. По этой же линии 6 в вычислительный блок 1 из БУШ 15 передаются сигналы режимов работы и состояния систем СУТК и СУС для последующей индикации летчику.
Аналоговые сигналы с датчиков 21 обжатия амортизаторов шасси, датчика 22 частоты вращения колес передней стойки шасси и датчиков 23 частоты вращения колес основных стоек шасси через кабельную сеть 4 самолета и БУШ 15 передаются на входы вычислителей 16.
Сигналы положений датчиков штока привода СУС 19, золотников привода СУС 19 и агрегатов тормозов колес 20, а также сигналы величин давлений в системе торможения колес через кабельную сеть 4 самолета и БУШ 15 передаются на входы вычислителей 16 и используются в них для формирования сигналов, управляющих золотниками приводов.
1 1
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) На фиг. 2 показана блок-схема алгоритмов КСУ, иллюстрирующая решение задач СДУ, САУ, СОС, управления рулевыми приводами и поворотными соплами, СИ ВСП, АУТ, СУТК и СУС.
На вход алгоритмического блока СДУ, САУ, СОС, управления рулевыми приводами и поворотными соплами 24 поступают сигналы положения органов управления в кабине, значения воздушно-скоростных параметров из блока алгоритмов расчета ВСП 25, сигналы от прицельных и навигационных систем, значения массы топлива от топливомера, сигналы наличия подвесок, их типа и точек расположения от систем управления вооружением. Также на вход блока 24 поступают сигналы фактических положений золотников приводов рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки. С выхода блока 24 на усилители мощности поступают сигналы управления золотниками приводов рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки, где усиливаются и передаются на входы приводов рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки. В блоке 24 посредством сравнения заданных значений положения золотников с фактическими также производится контроль исправности работы приводов.
На вход алгоритмического блока расчета ВСП 25 поступают сигналы полных и статических давлений от ППВД, расположенных на поверхности носовой части фюзеляжа, сигналы статических давлений от ППВД, расположенного в отсеке оборудования, сигналы температур от датчиков температуры заторможенного потока, сигналы от инерциальных систем, сигналы от органов управления в кабине. С выхода блока 25 на вход алгоритмического блока 24 поступают сигналы ВСП.
В алгоритмическом блоке 26 вычисляются сигналы заданных углов (аРУд зад) отклонения РУДов и передаются на вход привода РУДов, на основании одного из поступивших на вход алгоритмического блока АУТ 26 сигналов: сигнала заданного изменения скорости, поступившего от органов
12
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) управления в кабине, или сигнала заданной скорости (Узад), поступившего из алгоритмического блока 24, или заданного положения РУД (а руд зад), поступившего из алгоритмического блока 24. С выхода привода РУДов на вход алгоритмического блока 26 передаются сигналы фактических положений РУДов и используются в качестве обратных связей.
На вход алгоритмического блока СУС 27 из кабины поступают сигналы положения органов управления поворотом колес и сигнал частоты вращения колес передней стойки шасси (ПСШ). В алгоритмическом блоке 27 производится расчет требуемого угла поворота колес ПСШ в зависимости от положения органов управления в кабине. Сигнал частоты вращения колес ПСШ используется для расчета скорости движения по ВПП и изменения передаточного отношения между отклонением педалей и углом поворота колес ПСШ в зависимости от величины рассчитанной скорости. Значение требуемого угла поворота колес с выхода блока 27 поступают на вход блока управления и контроля приводом СУС 28, в котором в соответствии с указанными значениями и сигналами положения датчиков штока и золотника электрогидравлического привода поворота колес ПСШ реализуются алгоритмы, определяющие значения сигналов управления золотником этого привода. Указанные сигналы через усилители мощности, БУШ и кабельную сеть передаются на вход привода поворота колес ПСШ. Также в блоке 28 производится контроль исправности работы привода поворота колес ПСШ посредством сравнения заданных значений положения золотника привода поворота колес ПСШ с фактическими.
На вход алгоритмического блока СУТК 29 поступают сигналы положения органов управления в кабине, сигнал выпуска тормозного парашюта, сигналы обжатия амортизаторов шасси и сигналы частоты вращения колес шасси. В алгоритмическом блоке 29 производится расчет требуемых давлений в системе торможения в зависимости от положения органов управления, сигнала обжатия амортизаторов шасси, сигнала частоты
13
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) вращения колес шасси. Сигнал выпуска тормозного парашюта используется для изменения зависимости замедления движения самолета от перемещений органов управления в кабине при выпуске тормозного парашюта.
Значения требуемых давлений в системе торможения с выхода блока 29 поступают на вход блока управления и контроля агрегатами тормозов колес шасси 30, в котором в соответствии с указанными значениями и поступившими сигналами положений золотников агрегатов тормозов колес и значений давления в системе торможения реализуются алгоритмы, определяющие значения сигналов управления золотниками агрегатов тормозов колес. Указанные сигналы через усилители мощности, БУШ и кабельную сеть передаются на входы агрегатов тормозов колес. Также в блоке 30 производится контроль исправности работы агрегатов тормозов колес, посредством сравнения заданных значений положений золотников агрегатов тормозов колес с фактическими.
Реализация в КСУ функции автоматического управления тягой двигателей позволяет осуществлять управление движением самолета без непосредственного участия летчика в широком диапазоне режимов целевого применения. За счет этого существенно снижается психофизиологическая нагрузка на летчика многофункционального самолета в части задач пилотирования и увеличиваются возможности его участия в решении других целевых задач.
Применение малогабаритных ППВД вместо традиционных ПВД позволяет существенно снизить радиолокационную заметность самолета.
Также отказ от традиционных ПВД и отказ от протяженной механической проводки СУС за счет замены ее на электрическую позволяет существенно снизить массу самолета.
Включение в состав КСУ БУШ с алгоритмами СУТК, учитывающими выпуск на пробеге тормозного парашюта, и алгоритмами СУС, учитывающими скорость движения по ВПП для автоматической коррекции
14
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) W 201
зависимости угла поворота колес передней стойки от перемещения педалей, позволяет существенно повысить эффективность торможения и улучшить характеристики управляемости при движении по ВПП.
15
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Самолет, содержащий фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, комплексную систему управления, которая включает вычислительный блок, соединенный по входам и выходам с приводами рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки через кабельную сеть, датчики движения самолета, выходы которых связаны через внутреннюю мультиплексную линию связи с вычислительным блоком, блок преобразования сигналов, связанный через внутреннюю мультиплексную линию связи с вычислительным блоком, соединенным по внешней мультиплексной линии связи с информационно-управляющей системой, отличающийся тем, что комплексная система управления содержит, по меньшей мере, один вычислитель воздушно-скоростных параметров, связанный по входам и выходам, по меньшей мере, с одним приемником- преобразователем воздушных давлений (ППВД), предназначенным для измерения полного и статического давлений, и с, по меньшей мере, одним датчиком температуры заторможенного потока, а также с вычислительным блоком, который по входам и выходам связан с, по меньшей мере, одним ППВД, расположенным во внутреннем отсеке самолета и предназначенным для измерения статического давления, кроме того, комплексная система управления снабжена блоком управления шасси (БУШ), содержащим вычислители сигналов управления исполнительными механизмами поворота и торможения колес, выходы которых подключены к входам усилителей мощности, выходы которых через БУШ и кабельную сеть соединены со входами исполнительных механизмов поворота и торможения колес, а входы вычислителей через кабельную сеть самолета и БУШ связаны с выходами датчиков исполнительных механизмов поворота и торможения колес, датчиков обжатия амортизаторов шасси и датчиков частоты вращения колес шасси.
16
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
2. Самолет по п.1 , отличающийся тем, что вычислительный блок включает алгоритмический блок, предназначенный для вычисления и передачи сигналов необходимых положений приводу рычагов управления двигателями на основании поступивших от органов управления в кабине сигналов заданного изменения скорости или от поступивших из алгоритмического блока СДУ, САУ, СОС, управления приводами рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки сигналов заданной скорости или заданного положения рычагов управления двигателями.
3. Самолет по п.1 , отличающийся тем, что вычислитель БУШ включает алгоритмический блок расчета требуемых давлений в системе торможения колес шасси в зависимости от положения органов управления на основании сигналов, поступающих от органов управления в кабине, выпуска тормозного парашюта, обжатия амортизаторов шасси и частоты вращения колес шасси, выход которого соединен с входом алгоритмического блока управления и контроля агрегатами тормозов колес шасси, выход которого через усилители мощности и кабельную сеть соединен с входами агрегатов тормозов колес шасси, также БУШ включает алгоритмический блок расчета требуемого угла поворота колес передней стойки шасси в зависимости от положения органов управления, на вход которого поступают сигналы органов управления поворотом колес в кабине и сигнал частоты вращения колес передней стойки, а выход соединен с входом алгоритмического блока управления и контроля приводом системы управления поворотом колес передней стойки шасси, выход которого через усилители мощности, БУШ и кабельную сеть соединен с входом привода управления поворотом колес передней стойки шасси.
17
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
PCT/RU2017/000780 2016-10-28 2017-10-25 Многофункциональный одноместный самолет с комплексной системой управления WO2018080344A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201780077345.9A CN110087991A (zh) 2016-10-28 2017-10-25 具有集成控制系统的多功能单座飞行器

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016142524 2016-10-28
RU2016142524A RU2630030C1 (ru) 2016-10-28 2016-10-28 Многофункциональный одноместный самолет с комплексной системой управления

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2018080344A1 true WO2018080344A1 (ru) 2018-05-03
WO2018080344A8 WO2018080344A8 (ru) 2019-06-27

Family

ID=59797715

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2017/000780 WO2018080344A1 (ru) 2016-10-28 2017-10-25 Многофункциональный одноместный самолет с комплексной системой управления

Country Status (3)

Country Link
CN (1) CN110087991A (ru)
RU (1) RU2630030C1 (ru)
WO (1) WO2018080344A1 (ru)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2709946C2 (ru) * 2017-11-09 2019-12-23 Открытое акционерное общество "Авиационная корпорация "Рубин" Способ автоматического управления торможением самолета
RU2727225C1 (ru) * 2019-10-30 2020-07-21 Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Способ и система предотвращения бокового увода летательного аппарата с взлётно-посадочной полосы

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1807655A1 (ru) * 1990-01-04 1995-10-20 Московский машиностроительный завод им.С.В.Ильюшина Способ измерения перемещений при разбеге-пробеге летательного аппарата
RU2203200C1 (ru) * 2002-08-08 2003-04-27 ОАО "ОКБ им. А.С.Яковлева" Интегрированный комплекс бортового оборудования легкого учебно-боевого самолета
RU2235044C1 (ru) * 2003-11-12 2004-08-27 ОАО "ОКБ им. А.С. Яковлева" Легкий многоцелевой самолет
RU2263044C1 (ru) * 2004-08-03 2005-10-27 Открытое акционерное общество "ОКБ им. А.С. Яковлева" Самолет с системой управления общесамолетным оборудованием
US7967247B2 (en) * 2005-06-15 2011-06-28 Airbus France Method and device for driving an aircraft during the ground run thereof
RU2472672C1 (ru) * 2011-06-23 2013-01-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Самолет с системой дистанционного управления

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2133264A4 (en) * 2006-12-25 2011-02-23 Otkrytoe Aktsionernoe Obschestvo Ok B Im A S Yakovleva MULTIPURPOSE AIRCRAFT WITH AN INTEGRATED CONTROL SYSTEM
FR2943037B1 (fr) * 2009-03-11 2012-09-21 Airbus France Systeme de commande d'aeronef a architecture modulaire integre.
JP5123964B2 (ja) * 2010-02-26 2013-01-23 三菱重工業株式会社 航空機の制御システム、航空機の制御方法、及び航空機

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1807655A1 (ru) * 1990-01-04 1995-10-20 Московский машиностроительный завод им.С.В.Ильюшина Способ измерения перемещений при разбеге-пробеге летательного аппарата
RU2203200C1 (ru) * 2002-08-08 2003-04-27 ОАО "ОКБ им. А.С.Яковлева" Интегрированный комплекс бортового оборудования легкого учебно-боевого самолета
RU2235044C1 (ru) * 2003-11-12 2004-08-27 ОАО "ОКБ им. А.С. Яковлева" Легкий многоцелевой самолет
RU2263044C1 (ru) * 2004-08-03 2005-10-27 Открытое акционерное общество "ОКБ им. А.С. Яковлева" Самолет с системой управления общесамолетным оборудованием
US7967247B2 (en) * 2005-06-15 2011-06-28 Airbus France Method and device for driving an aircraft during the ground run thereof
RU2472672C1 (ru) * 2011-06-23 2013-01-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Самолет с системой дистанционного управления

Also Published As

Publication number Publication date
CN110087991A (zh) 2019-08-02
WO2018080344A8 (ru) 2019-06-27
RU2630030C1 (ru) 2017-09-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102414081B (zh) 模块集成式架构的飞行器控制系统
KR101445221B1 (ko) 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템 및 방법
US20100076625A1 (en) Flight control cockpit modes in ducted fan vtol vehicles
RU2435190C1 (ru) Способ и устройство поперечного управления летательным аппаратом, осуществляющим руление
EP3674209A1 (en) Aircraft landing gear longitudinal force control
US3711042A (en) Aircraft control system
US9145200B2 (en) Vehicle energy control system with a single interface
US8473159B2 (en) Variable gain control nose wheel steering system
WO2018080344A1 (ru) Многофункциональный одноместный самолет с комплексной системой управления
RU2472672C1 (ru) Самолет с системой дистанционного управления
RU2327602C1 (ru) Способ управления самолетом и комплексная система для его осуществления
RU2235043C1 (ru) Система управления самолетом
EP3403891B1 (en) Deceleration pedal control for braking systems
Tomczyk Concept for simplified control of general aviation aircraft
Gibson et al. Development and flight test of the X-43A-LS hypersonic configuration UAV
EP3922550A1 (en) Control system and method
Simpson et al. Active control technology
RU2235044C1 (ru) Легкий многоцелевой самолет
Landis et al. Advanced flight control technology achievements at Boeing Helicopters
US20230211871A1 (en) Control system and method
Martin et al. Analysis and design of sidestick controller systems for general aviation aircraft
Krag et al. Peter G. Hamel
McKee Flight Control System for The Boeing 2707 Supersonic Transport Airplane
MacManus V-22 tiltrotor fly-by-wire flight control system
CARLIN The effects of the direction of control loading on a one-dimensional tracking task[M. S. Thesis- Georgia Institute of Technology]

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17865892

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 17865892

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1