RU2434785C1 - Aircraft pitch angle bank angular speed limiting automatic control system - Google Patents
Aircraft pitch angle bank angular speed limiting automatic control system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2434785C1 RU2434785C1 RU2010107693/11A RU2010107693A RU2434785C1 RU 2434785 C1 RU2434785 C1 RU 2434785C1 RU 2010107693/11 A RU2010107693/11 A RU 2010107693/11A RU 2010107693 A RU2010107693 A RU 2010107693A RU 2434785 C1 RU2434785 C1 RU 2434785C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- angle
- aircraft
- pitch angle
- attack
- output
- Prior art date
Links
- 239000004606 Fillers/Extenders Substances 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 abstract 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 6
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 6
- 238000003786 synthesis reaction Methods 0.000 description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- YRSDVHGZBOKELJ-DHXGRXBNSA-N (2s,3r,4s,5s,6r)-2-[2-(3,4-dihydroxy-5-methoxyphenyl)-7-hydroxy-3-[(2s,3r,4s,5s,6r)-3,4,5-trihydroxy-6-(hydroxymethyl)oxan-2-yl]oxychromenylium-5-yl]oxy-6-(hydroxymethyl)oxane-3,4,5-triol;chloride Chemical compound [Cl-].OC1=C(O)C(OC)=CC(C=2C(=CC=3C(O[C@H]4[C@@H]([C@@H](O)[C@H](O)[C@@H](CO)O4)O)=CC(O)=CC=3[O+]=2)O[C@H]2[C@@H]([C@@H](O)[C@H](O)[C@@H](CO)O2)O)=C1 YRSDVHGZBOKELJ-DHXGRXBNSA-N 0.000 description 1
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- KLRABYJGMPNMSA-ZUUMSKAQSA-O Petunin Natural products OC1=C(O)C(OC)=CC(C=2C(=CC=3C(O[C@H]4[C@@H]([C@@H](O)[C@H](O)[C@@H](CO)O4)O)=CC(O)=CC=3[O+]=2)O[C@H]2[C@@H]([C@@H](O)[C@H](O)[C@@H](CO)O2)O)=C1 KLRABYJGMPNMSA-ZUUMSKAQSA-O 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 238000003908 quality control method Methods 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом тангажа летательного аппарата (ЛА).The invention relates to the field of automatic control systems (ACS) of the pitch angle of an aircraft (LA).
Известны САУ, обеспечивающие отработку заданного угла тангажа ЛА с помощью автопилота, воздействующего на угол отклонения руля высоты ЛА [1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.101, рис.3.9; 2. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973. - 560 с. Стр.179, рис.5.2; 3. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с.240. Стр.192, рис.14.2, стр.194, рис.14.4, стр.198, рис.14.7, стр.201, рис.14.9].Known self-propelled guns that ensure the development of a given pitch angle of the aircraft with the help of an autopilot acting on the angle of deviation of the elevator of the aircraft [1. Bodner V.A. Control systems for aircraft. - M.: Mechanical Engineering, 1973. - 506 p. Page 101, Fig. 3.9; 2. Krasovsky A.A. Automatic flight control systems and their analytical design. - M .: Nauka, 1973. - 560 p. Page 179, Fig. 5.2; 3. Mikhalev I.A., Okoyemov B.N., Chikulaev M.S. Automatic aircraft control systems. - M.: Mechanical Engineering, 1987. - p. 240. P.192, fig.14.2, p.194, fig.14.4, p.198, fig.14.7, p.201, fig.14.9].
Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается САУ углом тангажа ЛА, реализующая астатический закон управления со скоростной обратной связью, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М. Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.101, рис.3.9].Closest to the technical result achieved, selected as a prototype, the self-propelled gun is adopted by the pitch angle of the aircraft, which implements an astatic control law with high-speed feedback, comprising a pitch angle adjuster and a pitch angle autopilot calculator, a servo drive whose output signal determines the angle of deviation of the elevator apparatus, the pitch angle sensor of the aircraft, having an output connected to the second input of the pitch angle autopilot calculator [V. Bodner Control systems for aircraft. - M. Mechanical Engineering, 1973. - 506 p. Page 101, Fig. 3.9].
Эта САУ обеспечивает хорошие статические и динамические характеристики канала управления углом тангажа ЛА, но не позволяет ограничить значение угла атаки, что может привести к недопустимым аэродинамическим характеристикам ЛА и нарушению безопасности полета при маневрировании на больших углах атаки.This self-propelled guns provides good static and dynamic characteristics of the aircraft pitch angle control channel, but does not allow limiting the value of the angle of attack, which can lead to unacceptable aerodynamic characteristics of the aircraft and violate flight safety when maneuvering at large angles of attack.
Как известно, одним из наиболее важных ограничений при полете ЛА является ограничение угла атаки. Диапазон эксплуатационных углов атаки заключен между предельными допустимыми углами атаки (αдоп.min и αдоп.max [Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с.240. Стр.42, рис.4.1].As you know, one of the most important restrictions when flying an aircraft is to limit the angle of attack. The range of operational angles of attack is between the maximum permissible angles of attack (α add.min and α add.max [Mikhalev I.A., Okoyemov B.N., Chikulaev M.S. Systems for automatic control of an aircraft. - M.: Mechanical Engineering, 1987 . - p. 240. P. 42, Fig. 4.1].
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение необходимой точности ограничения угла атаки за счет включения в САУ углом тангажа ЛА автомата ограничения с помощью алгебраического селектора максимального сигнала.The task to be solved by the claimed invention is aimed at providing the necessary accuracy of limiting the angle of attack by including in the ACS the pitch angle of the aircraft with an automatic limiter using an algebraic selector of the maximum signal.
Поставленная задача достигается тем, что в систему автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата, содержащую последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки и селектор минимального сигнала, выход которого подключен к входу сервопривода, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен к второму входу селектора минимального сигнала.The task is achieved by the fact that in the automatic control system of the pitch angle and limitation of the angle of attack of the aircraft, comprising a pitch angle adjuster and a pitch angle autopilot calculator, a servo drive, the output signal of which determines the steering angle of the aircraft, pitch angle sensor of the aircraft, having an output connected to the second input of the pitch angle autopilot calculator, in contrast to the prototype, additionally connected in series f the maximum angle of attack adjuster, the calculator of the automatic machine for limiting the angle of attack and the minimum signal selector, the output of which is connected to the input of the servo drive, the angular velocity sensor of the roll of the aircraft having an output connected to the second input of the computer of the automatic machine for limiting the angle of attack, the output of the automatic pitch calculator is connected to the second input of the minimum signal selector.
Существо изобретения поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На фиг.1 представлена структурная схема заявляемой системы автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата.Figure 1 presents the structural diagram of the inventive system of automatic control of the pitch angle and the limitation of the angle of attack of the aircraft.
На фиг.2 представлены результаты моделирования переходных процессов: 2а - графики переходных процессов в САУ углом тангажа ϑ без автомата ограничения угла атаки α, 2б - графики переходных процессов в САУ углом тангажа ϑ с автоматом ограничения угла атаки α.Figure 2 presents the results of the simulation of transients: 2a - graphs of transients in self-propelled guns with pitch angle ϑ without automatic machine to limit the angle of attack α, 2b - graphs of transients in self-propelled guns with pitch angle ϑ with automatic machine for limiting angle of attack α.
Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа 1 и вычислитель автопилота угла тангажа 2, сервопривод 3, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата 4, датчик угла тангажа 5 летательного аппарата 4, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа 2, согласно изобретению содержит последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки 6, вычислитель автомата ограничения угла атаки 7 и алгебраический селектор максимального сигнала 8, выход которого подключен к входу сервопривода 3, датчик угловой скорости крена 9 летательного аппарата 4, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автомата ограничения угла атаки 7, выход вычислителя автопилота угла тангажа 2 подключен к второму входу алгебраического селектора максимального сигнала 8.A system for automatically controlling the pitch angle and limiting the angle of attack of the aircraft, comprising a
Ограничение угла атаки в приведенной системе достигается за счет введения в ее структуру автомата ограничения угла атаки и алгебраического селектора максимального сигнала.Limiting the angle of attack in the reduced system is achieved by introducing into its structure an automaton of limiting the angle of attack and the algebraic selector of the maximum signal.
Система автоматического управления углом тангажа с вычислителем автомата ограничения угла атаки работает следующим образом.The automatic pitch angle control system with a calculator of the machine for limiting the angle of attack works as follows.
Сигнал заданного угла тангажа ϑзад с выхода задатчика угла тангажа 1 поступает на первый вход вычислителя автопилота угла тангажа 2, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла тангажа ϑ с выхода датчика угла тангажа 5. На выходе вычислителя автопилота угла крена 2 формируется сигналThe signal of the given pitch angle ϑ rear from the output of the
поступающий на один из входов алгебраического селектора максимального сигнала 8.arriving at one of the inputs of the algebraic selector of the maximum signal 8.
Сигнал заданного максимального угла атаки αогр с выхода задатчика максимального угла атаки 6 поступает на первый вход вычислителя автомата ограничения угла атаки 7, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла атаки α с выхода датчика угла атаки 9. На выходе вычислителя автомата ограничения угла атаки 7 формируется сигналThe signal of the specified maximum angle of attack α ogre from the output of the master unit of maximum angle of
поступающий на другой из двух входов алгебраического селектора максимального сигнала 8.coming to the other of the two inputs of the algebraic selector of the maximum signal 8.
Для построения САУ с ограничением параметров ЛА можно использовать логические устройства, реализующие алгоритмы алгебраического селектирования каналов. Обычно применяется принцип селектирования, согласно которому регулируется параметр многомерного объекта управления, наиболее приблизившийся к величине, определяемой программой управления [Интегральные системы автоматического управления силовыми установками самолетов. / Под ред. А.А.Шевякова. - М.: Машиностроение, 1983. - 283 с. Стр.110-111]. Такое селектирование реализуется с помощью алгебраических селекторов.To build self-propelled guns with limited parameters of aircraft, you can use logical devices that implement algorithms for algebraic channel selection. Typically, the principle of selection is applied, according to which the parameter of the multidimensional control object is adjusted, which is closest to the value determined by the control program [Integrated systems for automatic control of aircraft power plants. / Ed. A.A.Shevyakova. - M.: Mechanical Engineering, 1983. - 283 p. Pages 110-111]. Such selection is implemented using algebraic selectors.
Для того чтобы регулируемые параметры не превысили максимально допустимых значений (ограничение сверху), селектор должен пропустить на управление сигнал, соответствующий получению минимальной величины управляющего сигнала. Такое селектирование называют селектированием по минимуму, а селектор - селектором минимальных сигналов управления.In order for the adjustable parameters not to exceed the maximum allowable values (upper limit), the selector must skip the control signal corresponding to the minimum value of the control signal. Such selection is called minimum selection, and the selector is called the minimum control signal selector.
Если же ограничивают минимальные значения параметров (ограничение снизу), то предпочтение отдается регулятору параметра, для поддержания которого требуется наибольший управляющий сигнал, т.е. осуществляется селектирование по максимуму. В этом случае используют селектор максимальных сигналов управления.If the minimum parameter values are limited (lower limit), preference is given to the parameter regulator, which requires the highest control signal to be maintained, i.e. selection is carried out to the maximum. In this case, the maximum control signal selector is used.
Такая классификация алгебраических селекторов справедлива, если коэффициент передачи объекта управления больше нуля. Если коэффициент передачи объекта управления меньше нуля, логика алгебраического селектора должна быть противоположной. Как известно, в уравнения и передаточные функции ЛА по углу тангажа и углу атаки входит знак минус при изменении угла отклонения руля высоты δв [1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М. Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.28; 2. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973 г. - 560 с. Стр.37]. Поэтому в рассматриваемой системе должен использоваться алгебраический селектор максимального сигнала 9.Such a classification of algebraic selectors is valid if the transmission coefficient of the control object is greater than zero. If the transmission coefficient of the control object is less than zero, the logic of the algebraic selector must be the opposite. As you know, the equation and the transfer functions of the aircraft in terms of pitch and angle of attack includes a minus sign when changing the angle of deviation of the elevator δ in [1. Bodner V.A. Control systems for aircraft. - M. Mechanical Engineering, 1973. - 506 p. Pg. 28; 2. Krasovsky A.A. Automatic flight control systems and their analytical design. - M .: Nauka, 1973 - 560 p. Page 37]. Therefore, the algebraic selector of the maximum signal 9 should be used in the system under consideration.
Относительно разности входных сигналов ε=U1-U2 выражение, описывающее работу алгебраического селектора двух величин, преобразуется с использованием операции выделения модуля следующим образом:Regarding the difference of the input signals ε = U 1 -U 2, the expression describing the operation of the algebraic selector of two quantities is converted using the module selection operation as follows:
где µ=1 для селектора максимального сигнала; µ=-1 для селектора минимального сигнала.where µ = 1 for the selector of the maximum signal; µ = -1 for the minimum signal selector.
Селекторы вводятся в САУ для плавного переключения каналов управления и обеспечивают во всех условиях работы управляющее воздействие только одного из нескольких каналов управления, включаемых в работу в зависимости от режима работы объекта управления. При этом каждый из каналов управления работает автономно и его параметры обычно выбираются без учета взаимодействия с другими каналами. Это позволяет сохранить статическую точность и запасы устойчивости, свойственные отдельным каналам управления.Selectors are introduced into the ACS for smooth switching of control channels and provide in all operating conditions the control action of only one of several control channels that are included in the work depending on the operating mode of the control object. Moreover, each of the control channels operates autonomously and its parameters are usually selected without regard to interaction with other channels. This allows you to maintain the static accuracy and stability margins inherent in individual control channels.
Следовательно, алгебраический селектор обеспечивает плавное переключение с одного канала на другой, например с автопилота на автомат ограничения и обратно на автопилот.Consequently, the algebraic selector ensures smooth switching from one channel to another, for example, from autopilot to automatic control and back to autopilot.
Выходной сигнал U алгебраического селектора максимального сигнала 8 поступает на вход астатического сервопривода 3 с передаточной функциейThe output signal U of the algebraic selector of the maximum signal 8 is fed to the input of the
изменяющего угол отклонения руля высоты δв летательного аппарата 4:changing the angle of deviation of the elevator δ in the aircraft 4:
Приведем синтез системы автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата.Here is the synthesis of a system for automatically controlling the pitch angle and limiting the angle of attack of the aircraft.
Аналитический синтез передаточных чисел автопилота и автомата ограничения с учетом заданного качества САУ удобно производить с помощью метода стандартных переходных характеристик [Петунин В.И. Синтез законов управления канала тангажа автопилота. // Вестник УГАТУ, серия «Управление, вычислительная техника и информатика». 2007. Том 9, №2 (20). С.25-31]. При этом должно выполняться равенство передаточных функций исходной Ф(р) и желаемой систем Ф*(р):Analytical synthesis of the gear ratios of the autopilot and automatic control based on the specified quality of self-propelled guns is conveniently carried out using the standard transient response method [V. Petunin Synthesis of autopilot pitch control channel laws. // Bulletin of USATU, series "Management, computer engineering and informatics". 2007. Volume 9, No 2 (20). S.25-31]. In this case, the equality of the transfer functions of the original Φ (p) and the desired systems Φ * (p) should be satisfied:
Передаточная функция самолета по углу тангажа ϑ при управлении рулем высоты δв [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.28]:The transfer function of the aircraft in pitch angle ϑ when controlling the elevator δ in [V. Bodner Control systems for aircraft. - M.: Mechanical Engineering, 1973. - 506 p. Page 28]:
Закон управления астатического автопилота угла тангажа со скоростной обратной связью:The law of control of astatic autopilot pitch angle with high-speed feedback:
где kϑ, 
Синтез астатического автопилота угла тангажа со скоростной обратной связью подробно рассмотрен в работе [Петунин В.И. Синтез законов управления канала тангажа автопилота. // Вестник УГАТУ, серия «Управление, вычислительная техника и информатика». 2007. Том 9, №2 (20). С.25-31].The synthesis of an astatic pitch angle autopilot with high-speed feedback is considered in detail in [Petunin V.I. Synthesis of autopilot pitch control channel laws. // Bulletin of USATU, series "Management, computer engineering and informatics". 2007. Volume 9, No 2 (20). S.25-31].
Передаточная функция самолета по углу атаки α при управлении рулем высоты δв [Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр.28]:The transfer function of the aircraft according to the angle of attack α when controlling the elevator δ in [V. Bodner Control systems for aircraft. - M.: Mechanical Engineering, 1973. - 506 p. Page 28]:
Закон управления автомата ограничения угла атаки:The control law of the automatic machine for limiting the angle of attack:
где kα; k
Передаточная функция замкнутой системы по углу атаки:Transfer function of a closed system by angle of attack:
Желаемая передаточная функция замкнутой системы по углу атаки:Desired transfer function of a closed system by angle of attack:
Тогда передаточные числа автомата ограничения:Then the gear ratios of the automatic restriction:
Результаты синтеза подтверждаются результатами моделирования переходных процессов в заявляемой системе автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата, представленными на фиг.2, где задающие воздействия каналов: ϑзад=1; αогр=0,2. Переходные процессы 2а, полученные в САУ углом крена без автомата ограничения угловой скорости тангажа, являются не удовлетворительными, так как имеют заброс по углу атаки. Переходные процессы 2б, полученные в САУ углом тангажа с автоматом ограничения угла атаки, являются удовлетворительными, поскольку показывают необходимую точность ограничения α≤αогр=0,2 и хорошее качество управления на режимах переключения каналов системы.The synthesis results are confirmed by the results of simulations of transients in the inventive system of automatic control of the pitch angle and limitation of the angle of attack of the aircraft, presented in figure 2, where the defining effects of the channels: ϑ ass = 1; α ogre = 0.2. The
Итак, заявляемое изобретение позволяет, благодаря введению в структуру САУ углом тангажа ЛА автомата ограничения угла атаки с помощью алгебраического селектора максимального сигнала, обеспечить необходимую точность ограничения угла атаки и плавные переходные процессы при переключении каналов.So, the claimed invention allows, due to the introduction of the angle of attack of an automatic machine with the angle of attack of the angle of attack using the algebraic selector of the maximum signal into the structure of the ACS, to provide the necessary accuracy of limiting the angle of attack and smooth transients when switching channels.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010107693/11A RU2434785C1 (en) | 2010-03-02 | 2010-03-02 | Aircraft pitch angle bank angular speed limiting automatic control system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010107693/11A RU2434785C1 (en) | 2010-03-02 | 2010-03-02 | Aircraft pitch angle bank angular speed limiting automatic control system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2434785C1 true RU2434785C1 (en) | 2011-11-27 |
Family
ID=45318132
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010107693/11A RU2434785C1 (en) | 2010-03-02 | 2010-03-02 | Aircraft pitch angle bank angular speed limiting automatic control system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2434785C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2490168C1 (en) * | 2011-12-16 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ОАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") | Semiautomatic system for prevention of aircraft pitch angle drift beyond operating range |
| RU2560958C1 (en) * | 2014-07-18 | 2015-08-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Aircraft pitch angle and limiting parameters automatic control system |
| RU2644842C2 (en) * | 2015-11-18 | 2018-02-14 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | System of automated modal control in aircraft longitudinal axis |
| RU2686378C1 (en) * | 2018-08-06 | 2019-04-25 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Automatic control system of pitch angle and limitation of angle of attack of aircraft |
-
2010
- 2010-03-02 RU RU2010107693/11A patent/RU2434785C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973, с.101. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, с.42. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2490168C1 (en) * | 2011-12-16 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ОАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") | Semiautomatic system for prevention of aircraft pitch angle drift beyond operating range |
| RU2560958C1 (en) * | 2014-07-18 | 2015-08-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Aircraft pitch angle and limiting parameters automatic control system |
| RU2644842C2 (en) * | 2015-11-18 | 2018-02-14 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | System of automated modal control in aircraft longitudinal axis |
| RU2686378C1 (en) * | 2018-08-06 | 2019-04-25 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Automatic control system of pitch angle and limitation of angle of attack of aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2434785C1 (en) | Aircraft pitch angle bank angular speed limiting automatic control system | |
| EP0193442A1 (en) | Automatic camber control | |
| US5412299A (en) | Variable servo loop compensation in an active hand controller | |
| US4958786A (en) | Active control mechanism for a helicopter | |
| CN109446605B (en) | Method and device for nonlinear dynamic inverse control of turboshaft engine | |
| CN102320378B (en) | Balanced control distribution method of airplane with multiple control surfaces | |
| Tunik et al. | Parametric robust optimization of digital flight control systems | |
| DE60111303T2 (en) | Airplane with electric flight control, equipped with an autopilot system | |
| Ashraf et al. | Design linear feedback and LQR controller for lateral flight dynamics of F-16 aircraft | |
| US20180157221A1 (en) | Control system having variable gain feed forward (vgff) control | |
| US11148785B2 (en) | Parallel actuation control system providing dual mode operator control inputs for a compound aircraft | |
| RU2430858C1 (en) | Aircraft bank angle bank angular speed limiting automatic control system | |
| RU2560958C1 (en) | Aircraft pitch angle and limiting parameters automatic control system | |
| RU2701628C2 (en) | Automatic control of bank angle and limitation of bank angular speed of aircraft | |
| US3070301A (en) | Control systems | |
| RU2695474C1 (en) | Automatic control system of bank angle with static autopilot and with limitation of angular speed of aircraft bank | |
| RU2503585C1 (en) | Aircraft bank angle bank and angular speed limiting automatic control system | |
| Schmidt | Optimal flight control synthesis via pilot modeling | |
| RU2681817C1 (en) | Automatic control system of a course angle and limitation of heel angle of an aircraft | |
| CN112542974B (en) | Motor control system | |
| Jiang et al. | Tensor product model-based gain scheduling of a missile autopilot | |
| Lombaerts et al. | Design and flight testing of nonlinear autoflight control laws incorporating direct lift control | |
| Siddarth et al. | Global tracking control structures for nonlinear singularly perturbed aircraft systems | |
| RU2686378C1 (en) | Automatic control system of pitch angle and limitation of angle of attack of aircraft | |
| RU2644842C2 (en) | System of automated modal control in aircraft longitudinal axis |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120303 |