Патенты автора Кабаков Владимир Борисович (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 области авиационной техники, а именно к системам ручного управления в канале курса летательного аппарата (ЛА) нормальной схемы с дифференциально отклоняемым стабилизатором. В системе управления формируется дополнительная цепь перекрестной связи, которая осуществляет отклонение руля направления на величину, достаточную для уменьшения до приемлемого уровня возникших при рассматриваемой форме движения углов скольжения и боковой перегрузки. Этот алгоритм учитывает, как параметры режима полета: число М, высоту (статическое давление), угол атаки, так и положение (угол отклонения) стабилизатора при управлении в продольной плоскости и угол отклонения тормозного щитка. Система управления позволяет уменьшить заброс боковой перегрузки примерно в два раза до приемлемых по оценке летчика значений. 3 ил.
СПОСОБ И СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДВУХКИЛЕВОГО ПИЛОТИРУЕМОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В КАНАЛЕ КУРСА // 2765837
Группа изобретений относится к способу и системе дистанционного управления двухкилевым пилотируемым летательным аппаратом (ЛА). Для управления ЛА в канале курса используют педали, систему дистанционного управления (СДУ), два рублевых привода, два киля с расположенными на них рулями направления, две механические проводки для отклонения рулей направления, при этом для компенсации последствий, вызванных упругими деформациями конструкций килей, изменяют соответствующим образом коэффициент передачи сигналов с выходов СДУ до входов в рулевые приводы. СДУ содержит систему воздушных сигналов, датчик перемещения педалей, датчик перемещения ручки управления по крену, датчики угла атаки, угловой скорости крена, угловой скорости рыскания, угла скольжения и боковой перегрузки, вычислительное устройство, рулевые приводы левый и правый, механические проводки для перемещения органов управления ЛА в канале курса, рули направления левый и правый, корректирующий блок, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение управляемости пилотируемого ЛА в канале курса во всем диапазоне допустимых значений скоростного напора. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Адаптивная система управления пилотируемого летательного аппарата в канале крена содержит датчик положения ручки управления самолетом по крену, датчик угловой скорости крена, систему воздушных сигналов, три фильтра подавления помех, датчик положения ручки управления самолетом по крену, два форсирующих фильтра, датчик положения педалей, целевой фильтр подавления помех, датчик угловой скорости рыскания, датчик линейных ускорений в боковой плоскости, датчик угла атаки, пять масштабирующих блоков, рулевой привод элеронов, рулевой привод руля направления, два сумматора, блок формирования допустимого угла атаки, два блока умножения, два корректирующих блока, соединенные определенным образом. Обеспечивается сохранение удовлетворительной (соответствующей нормативным требованиям) управляемости пилотируемого ЛА по крену во всем диапазоне допустимых углов атаки при выполнении произвольных пространственных маневров. 2 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.
Система управления пилотируемого летательного аппарата (ЛА) с адаптивной перекрестной связью содержит датчик положения ручки управления самолетом (РУС) по крену, датчик угловой скорости крена, систему воздушных сигналов, три фильтра подавления помех, форсирующий фильтр, датчик положения педалей, датчик угловой скорости по угловой скорости рыскания, датчик линейных ускорений в боковой плоскости движения самолета, датчик углов атаки и скольжения, семь масштабирующих блоков, рулевые приводы элеронов и руля направления, два сумматора, датчик положения РУС по тангажу, три нелинейных корректирующих блока, три блока перемножения сигналов, соединенные определенным образом. Обеспечивается сохранение удовлетворительной (соответствующей нормативным требованиям) управляемости пилотируемого ЛА по крену во всем диапазоне допустимых углов атаки при выполнении произвольных пространственных маневров. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Нелинейное корректирующее устройство для систем автоматического управления содержит фильтр, два нелинейных блока, два усилительных блока, фильтр, два сумматора, масштабирующий блок, интегратор, блок вычисления обратной величины, датчик сигнала постоянного уровня, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение надежности системы автоматического управления самолетом. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
СПОСОБ СОГЛАСОВАНИЯ РЕЖИМОВ РУЧНОГО И АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ В ПРОДОЛЬНОМ ДВИЖЕНИИ // 2726372
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.
Ограничитель предельных режимов (ОПР) полета маневренного самолета содержит блок формирования допустимого угла атаки, блок формирования демпфирующих сигналов, блок формирования астатического контура ОПР, датчики угловой скорости тангажа, датчик угла атаки, источник сигнала на входе рулевого привода, сумматор, соединенные определенным образом. Обеспечивается требуемое быстродействие и перерегулирование процессов выхода самолета на предельно допустимый угол атаки, коррекция угла атаки при управлении по крену, возможность превышения предельно допустимого угла атаки на определенную величину. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к области систем управления самолетом и предназначено для обеспечения работы механизма триммерного эффекта (МТЭ) при взаимодействии ручного и автоматического управления. Изобретение позволяет повысить надежность механизма триммерного эффекта маневренного самолета за счет увеличения срока службы вследствие сокращения частоты коммутации исполнительного электродвигателя, обеспечить устойчивую работу при работе в следящем контуре при одновременном обеспечении приемлемых точностных характеристик. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Ограничитель предельных режимов полета (ОПР) по перегрузке маневренного самолета содержит датчик вертикальных перегрузок nу, семь сумматоров, датчик угловой скорости (ДУС) тангажа ω, три дифференцирующих блока, блок задания максимального значения перемещения ручки управления самолетом (РУС) «на себя», блок формирования допустимых заданных значений вертикальных перегрузок , систему воздушных сигналов (СВС), два инвертора, два блока выделения максимума из двух сигналов, семь нелинейных блоков, интегратор, блок логики, девять масштабирующих блоков, датчик перемещения РУС по тангажу , префильтр, блок формирования статических характеристик системы дистанционного управления самолетом, датчик перемещения РУС по крену , два фильтра подавления помех, ДУС крена ωх, блок ограничения скорости изменения входного сигнала, блок перемножения, соединенные определенным образом. Обеспечивается необходимое быстродействие и перерегулирование процессов выхода самолета на предельно допустимую перегрузку в широком диапазоне изменения высотно-скоростных параметров полета, обеспечиваются ограничения допустимых перегрузок при вращении самолета по крену и возможности превышения допустимых перегрузок при «перетяге» РУС. 4 ил.
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ ПРИ СНИЖЕНИИ НА ЭТАПЕ СТАБИЛИЗАЦИИ ВЫСОТЫ КРУГА // 2703378
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.
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ ПРИ НАБОРЕ И СТАБИЛИЗАЦИИ ЗАДАННОЙ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА // 2619793
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.
Система автоматического управления самолетом при снижении содержит навигационно-измерительный комплекс, первый и второй масштабные блоки, четыре сумматора, два нелинейных блока, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), руль высоты, рулевой привод. Входы первого нелинейного блока и входы второго и четвертого сумматоров подключены к выходам навигационно-измерительного комплекса. Выход первого нелинейного блока подключен к входам первого масштабного блока, второго нелинейного блока и ко входу третьего сумматора. К третьему сумматору подключены также интегратор, второй сумматор, первый блок перемножения сигналов. К первому блоку перемножения сигналов подключен второй нелинейный блок и четвертый сумматор, выход которого соединен с входом второго масштабного блока. Вход интегратора соединен с выходом второго сумматора. Выход первого сумматора соединен со входом АПУ. Исключается параллельный снос самолета с заданной траектории снижения. 3 ил.
Изобретение относится к авиационной технике. Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку содержит посадочную радиотехническую систему, включающую в себя связанные через радиоканал наземный глиссадный радиомаяк, бортовой глиссадный радиоприемник и дальномер. Также в системе имеется блок умножения, вычислитель комплексной системы управления и связанные с ним датчики вертикальной перегрузки, угловой скорости тангажа и угла атаки, рулевой привод, интеграторы, сумматоры и фильтр. Система дополнительно содержит взаимосвязанные фильтры, сумматоры, шесть нелинейных блоков, датчик вмешательства летчика в управление самолетом, датчик угла крена, инвертор, двухпозиционный ключ, три блока статических коэффициентов передачи сигналов и датчик вертикальной скорости полета самолета. Достигается повышение помехозащищенности, точности и надежности системы. 5 ил.
Изобретение относится к комплексной системе управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку. Система включает инерциальную навигационную систему, систему воздушных сигналов, индикатор посадочных сигналов (ИПС), блок комплексной обработки информации (КОИ), спутниковую навигационную систему, блок памяти, блок определения параметров взлетно-посадочной полосы (ВПП), блок определения местоположения виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), блок определения пеленга и дальности ВКГРМ, первый и второй сумматоры, блок определения угла места ВКГРМ. Технический результат заключается в повышении надежности и безопасности совершения посадки летательного аппарата. 7 ил.
Изобретение относится к области автоматического управления, а более конкретно к комплексным системам управления и системам дистанционного управления полетом летательного аппарата, и может быть применено в системах управления учебно-тренировочных самолетов
