Патенты автора Евдокимчик Егор Александрович (RU)

Система продольного управления летательного аппарата (ЛА) содержит вычислительное устройство (ВУ), систему воздушных сигналов (СВС), датчики перемещения рычага управления ЛА по тангажу, перегрузке, угловой скорости тангажа и угла атаки, рулевой привод (РП), стабилизатор (руль высоты), блок формирования постоянного сигнала на дополнительное отклонение стабилизатора, два блока перемножения и ключ, блок формирования сигнала на отклонение носков ЛА, три нелинейных блока, два сумматора, логический блок, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение надежности системы управления ЛА за счет предотвращения выхода ЛА за допустимые пределы значений угла атаки и нормальной перегрузки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к способу управления самолетом при возврате на аэродром с большой высоты, с большой начальной скоростью полета и с больших удалений от ВПП в условиях экономии топлива. Для этого используют проводимые последовательно автоматизированные процессы стабилизации положений самолета на заданной траектории снижения, при переходе на высоту круга с последующей стабилизацией на этой высоте, стабилизации положения самолета на посадочной глиссаде. Одновременно при снижении самолета используют процессы стабилизации заданной скорости полета с ограничением вертикальной скорости, а двигательная установка переводится на фиксированный режим работы, характеризующийся минимальным расходом топлива. Обеспечивается функционирование с больших удалений от ВПП, с больших начальных высот и скоростей полета, а также снижение расхода топлива. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу согласования режимов ручного и автоматического управления самолетом в продольном движении. Для реализации способа формируют сигналы ручного или автоматического управления, которые выборочно подаются на вход привода, обеспечивающего отклонения руля высоты самолета, при этом смена управления с одного режима на другой и обратно происходит определенным образом. Обеспечивается плавный переход с одного режима на другой и обратно и улучшение динамических характеристик системы автоматического управления. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга содержит навигационно-измерительный комплекс, два масштабных блока, пять сумматоров, два нелинейных блока, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления, рулевой привод, руль высоты, два ключа, задатчик высоты круга, датчик скорости полета самолета, блок логики, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение безопасности пилотирования за счет ликвидации отклонений по высоте ниже заданной высоты круга, улучшение динамических характеристик. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системам дистанционного управления самолетом в боковом движении. Применяют астатический (интегральный) контур отработки заданных значений угловой скорости крена и управляют сигналом с интегратора элеронами и рулем направления. Улучшаются характеристики управляемости в боковом движении, а именно: обеспечивается автоматическая балансировка самолета в канале крена и облегчается выполнение балансировки летчиком в ручном режиме только в одном канале - в канале рыскания; обеспечивается желаемое значение критерия управляемости в боковом движении при даче педалями; облегчается решение задачи предотвращения обратной реакции по крену на больших углах атаки; упрощается режим стабилизации летчиком заданного крена за счет того, что поведение самолета в канале крена ближе к нейтрально устойчивому; обеспечивается работа рулевых приводов в линейной зоне изменения скоростных характеристик. 6 ил.

Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку содержит датчик углового отклонения самолета от оси ВПП, датчик текущего курса самолета, датчик курсового угла ВПП, шесть масштабных блоков, четыре интегратора, девять сумматоров, комплексную систему управления самолетом для отработки заданного угла (КСУ), датчик дальности самолета до наземного курсового радиомаяка (КРМ), датчик скорости полета, датчик угла крена, блок логики, блок идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии, два блока идентификации скорости линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, четыре фильтра, три блока перемножения сигналов, три коммутатора сигналов, два блока ограничения сигналов по уровню, блок определения знака входного сигнала, датчик заданной скорости приближения самолета к курсовой линии ВПП, два тригонометрических блока, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение быстродействия процессов при заходе на посадку, стабильность динамических характеристик, стабилизация самолета на курсовой линии ВПП независимо от дальности до ВПП. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к способу формирования математической модели человека-оператора в системе отслеживания заданных положений штурвала по сигналу ошибки на директорном приборе. Формируют математическую модель в виде последовательного соединения звеньев чистого запаздывания, апериодического и форсирующего, математической модели оценок переменных состояния динамической модели задатчика-генератора заданных положений штурвала, выход которой через коэффициенты усиления суммируют с входными сигналами каждого интегратора математической модели оценок переменных состояния задатчика-генератора, получают на выходе математической модели человека оператора и входе штурвала сигнал, равный сумме взвешенных оценок переменных состояния задатчика-генератора определенным образом. Обеспечивается повышение точности математического имитационного моделирования и анализа процессов директорного управления. 5 ил., 2 пр.

Система автоматического управления самолетом при наборе и стабилизации заданной высоты полета содержит датчики заданной и текущей скорости самолета, семь сумматоров, шесть масштабных блоков, интегратор, рулевой привод, руль высоты, датчик продольной перегрузки, датчик нормальной перегрузки, датчик угла атаки, датчик вертикальной скорости самолета, датчики заданной и текущей высоты полета, блок вычисления тригонометрической функции, два блока перемножения сигналов, два блока формирования сигнала заданной перегрузки, блок ограничения сигнала по величине, блок логики, коммутатор, блок формирования сигнала отработки заданной перегрузки, два фильтра, дополнительный блок ограничения сигнала по величине, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение точности, быстродействия, надежности и безопасности пилотирования. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области астатического автоматического управления динамическими объектами с неопределенными параметрами на основе встроенной модели движения объекта и модальной инвариантности. Способ заключается в том, что формируют с помощью встроенной эталонной модели движения объекта модально-инвариантную подсистему, обладающую интегрирующим свойством (при инвариантном нулевом корне ее характеристического многочлена), формируют входной задающий сигнал для сформированной подсистемы в виде усиленной разности заданной и измеряемой управляемой координаты объекта, что обеспечивает астатизм замкнутой системы. На примере автоматического управления объектом второго порядка показано получение астатизма по управляющему и возмущающему воздействиям, а также уменьшение чувствительности сформированной системы к неопределенности параметров объекта. Изобретение направлено на уменьшение чувствительности астатической системы к неопределенности параметров объекта. 4 ил.

 


Наверх