Способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку

Авторы патента:

Воробьев Александр Владимирович (RU)

B64C13/16 - действующие автоматически, например в зависимости от показаний прибора для измерения силы ветра

Владельцы патента RU 2449922:

Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") (RU)

Изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к способам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку. В способе используют систему автоматического управления с логической фильтрацией управляющего сигнала глиссадного радиомаяка. Производят линейную фильтрацию управляющего сигнала. Если скорость изменения фильтрованного сигнала глиссадного радиомаяка превышает предельно допустимое значение, запоминают данное событие. Из фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка формируют и запоминают сигнал на предыдущем по времени шаге квантования. Формируют область возможных значений фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка во времени с учетом максимально возможной скорости его изменения. Если время, в течение которого управляющий сигнал глиссадного радиомаяка принимает значения в сформированной области, меньше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует значению, запомненному на предыдущем по времени шаге квантования, если больше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует текущему значению. На основе полученного логически фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка и сигналов угла тангажа и угловой скорости тангажа в вычислителе системы автоматического управления формируют управляющий сигнал и подают его на привод руля высоты, посредством которого осуществляют автоматическое управление самолетом при заходе на посадку. Достигается повышение точности захода самолета на посадку. 1 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к способам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку.

Известны способы автоматического управления самолетом призаходе на посадку. Подобные способы описаны, в частности, в авторских свидетельствах SU 762327, В64С 13/18, 10.10.2005; SU 1012524, В64С 13/18, 27.09.2005; патенте RU 2330792, В64С 13/16, 10.08.2008 и в книге Федорова С.М., Кейна В.М., Михайлова О.И., Сухих Н.Н. Автоматизированное управление полетом воздушных судов. - М.: Транспорт, 1992, с.107-108.

К недостаткам известных способов, обеспечивающих автоматический режим захода маневренных самолетов на посадку, следует отнести тот факт, что при их использовании требования по точности захода на посадку остаются заниженными ввиду неудовлетворительной фильтрации помех, имеющих место в управляющем сигнале глиссадного радиомаяка.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку, реализуемый системой автоматического управления, представленной в патенте RU 2330792. Данный способ предусматривает повышение точности захода самолета на посадку путем фильтрации управляющего сигнала глиссадного радиомаяка с помощью нелинейного фильтра, сформированного в системе.

Однако обеспечиваемый уровень точности захода самолета на посадку остается недостаточным, в частности для таких высокоманевренных самолетов, как Т-35.

Целью заявленного изобретения является устранение указанных выше недостатков и обеспечение повышенной точности захода самолета на посадку путем улучшения фильтрации управляющего сигнала глиссадного радиомаяка.

Поставленная цель достигается за счет того, что при способе автоматического управления самолетом при заходе на посадку, предусматривающем использование системы автоматического управления с фильтрацией управляющего сигнала глиссадного радиомаяка, осуществляют логическую фильтрацию управляющего сигнала глиссадного радиомаяка, для чего сначала производят линейную фильтрацию данного сигнала, при этом, если скорость изменения фильтрованного сигнала глиссадного радиомаяка превышает предельно допустимое значение, запоминают данное событие, кроме того, из фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка формируют и запоминают сигнал на предыдущем по времени шаге квантования, формируют область возможных значений фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка во времени с учетом максимально возможной скорости его изменения, причем, если время, в течение которого управляющий сигнал глиссадного радиомаяка принимает значения в сформированной области, меньше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует значению, запомненному на предыдущем по времени шаге квантования, если больше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует текущему значению, на основе полученного логически фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка и сигналов угла тангажа и угловой скорости тангажа в вычислителе системы автоматического управления формируют управляющий сигнал и подают его на привод руля высоты, посредством которого осуществляют автоматическое управление самолетом при заходе на посадку.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором представлена блок-схема системы, реализующей заявляемый способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку.

Данная система содержит глиссадный радиоприемник 1, датчик 2 угла тангажа, датчик 3 угловой скорости тангажа 3, вычислитель 4 управляющих сигналов радиомаяка, вычислитель 5 канала тангажа, линейный фильтр 6, дифференцирующее устройство 7, первое пороговое устройство 8, первое запоминающее устройство 9, первый блок 10 «чистое запаздывание», первое коммутационное устройство 11, второе запоминающее устройство 12, второе коммутационное устройство 13, третье коммутационное устройство 14, четвертое коммутационное устройство 15, первый сумматор 16, пятое коммутационное устройство 17, интегрирующее устройство 18, второй сумматор 19, второе пороговое устройство 20, логический блок 21 «ИЛИ», второй блок 22 «чистое запаздывание», третий сумматор 23, третье пороговое устройство 24, счетчик 25 времени, четвертое пороговое устройство 26, логический блок 27 «И» и шестое коммутационное устройство 28.

Сигнал ε_Г с глиссадного радиоприемника 1 поступает на первый вход вычислителя 4 управляющих сигналов радиомаяка, на второй вход которого поступает сигнал с датчика 2 угла тангажа. В данном вычислителе формируется часть алгоритма управления системы при автоматическом заходе на посадку самолета, пропорциональная углам ε_Г и ϑ и их производным. Однако, в частности, в сигнале, поступающем с глиссадного радиомаяка в глиссадный радиоприемник 1, имеет место существенный уровень помех, влияние которых существенно для обеспечения требуемого качества захода самолета на посадку. Сигналы с выхода датчика 2 угла тангажа и датчика 3 угловой скорости тангажа подают соответственно на второй и третий входы вычислителя 5 канала тангажа, на четвертый вход которого подают сигнал балансировочного положения ручки управления. В данном вычислителе формируется алгоритм автоматического управления, пропорциональный углу тангажа и его производным. Сигнал с выхода вычислителя 4 управляющих сигналов радиомаяка подают в устройство логической фильтрации, а именно на первый вход линейного фильтра 6 (с малой постоянной времени), служащего для безударного переключения логических операций. Сигнал с выхода фильтра 6 подают на последовательно соединенные дифференцирующее устройство 7, пороговое устройство 8 и запоминающее устройство 9. Отметим, что производная изменения управляющего сигнала при нормально (без помех) функционирующей работе принимает определенное максимальное по абсолютной величине значение. Если это значение при наличии помехи превышает максимально допустимое, то на выходе порогового устройства 8 вырабатывается ненулевой сигнал, который фиксируется первым запоминающим устройством 9. Сигнал с выхода линейного фильтра 6 подают также на последовательно соединенные первый блок 10 «чистое запаздывание», в котором формируют (при цифровой реализации) величину сигнала фильтра 6 на предыдущем шаге, первое коммутационное устройство 11, на управляющий вход которого подают сигнал с выхода первого 9 запоминающего устройства, осуществляющего подключение сигнала фильтра 6 на предыдущем шаге ко второму запоминающему устройству 12. Таким образом, на выходе второго запоминающего устройства 12 формируется сигнал фильтра 6 на предыдущем шаге квантования по времени при условии, что производная изменения сигнала на выходе линейного фильтра 6 больше по абсолютной величине предельно допустимого значения.

Также в системе используются второе, третье и четвертое коммутационные устройства 13, 14 и 15. Причем управляющий и сигнальный входы коммутационного устройства 13 соединены с выходами первого 9 и второго 12 запоминающих устройств соответственно. В случае если производная сигнала линейного фильтра 6 больше предельного значения, с выхода второго коммутационного устройства 13 на первый вход сумматора 16 подается управляющий сигнал со второго запоминающего устройства 12, т.е. сигнал фильтра 6 на предыдущем шаге. Сигнальный вход третьего коммутационного устройства 14 соединен с выходом фильтра 6, а управляющий вход - с выходом первого запоминающего устройства 9, и в случае, если производная сигнала линейного фильтра 6 больше предельного значения, происходит отключение выходного сигнала третьего коммутационного устройства 14 от второго входа сумматора 16. При этом на третий вход сумматора 16 подается сигнал фильтра 6, посредством четвертого коммутационного устройства 15, на управляющий вход которого поступает сигнал со второго блока «чистое запаздывание». Как ранее отмечалось, управляющий сигнал на выходе линейного фильтра 6 может изменяться во времени с фиксированной максимальной скоростью, поэтому необходимо сформировать область возможных изменений управляющего сигнала во времени и определить момент, когда он попадает в заданную область, и принять решение о присвоении сигналу соответствующего значения. Для этого был принят следующий алгоритм: если время, в течение которого управляющий сигнал принимает значения в сформированной области, меньше порогового, например, 1 с, то в качестве управляющего сигнала принимается сигнал, величина которого соответствует значению, запомненному вторым запоминающим устройством 12, а если больше порогового - величина управляющего сигнала соответствует текущему значению.

Для реализации ранее изложенного, в системе используются последовательно соединенные пятое коммутационное устройство 17, на сигнальный вход которого подают сигнал, соответствующий максимально возможному значению скорости изменения сигнала линейного фильтра 6, а на управляющий вход - сигнал с выхода первого запоминающего устройства 9, осуществляющего замыкание нормально разомкнутого контакта данного коммутационного устройства, интегрирующее устройство 18, второй сумматор 19, второй вход которого соединен с выходом фильтра 6, а третий, инвертирующий, вход соединен с выходом второго запоминающего устройства 12, второе пороговое устройство 20, срабатывающее при условии отрицательного значения сигнала второго сумматора 19, логический блок 21 «ИЛИ» и второй блок 22 «чистое запаздывание». Таким образом, формируется максимально возможное значение сигнала линейного фильтра 6. Для формирования минимально возможного значения используется третий сумматор 23, первый вход которого соединен с выходом интегрирующего устройства 18, второй вход соединен с выходом фильтра 6, а третий, инвертирующий, - с выходом второго запоминающего устройства 12. Также вводится третье пороговое устройство 24, вход которого соединен с выходом третьего сумматора 23, а выход - со вторым входом логического блока 21 «ИЛИ».

Кроме того, используются последовательно соединенные счетчик 25 времени, вход которого соединен с выходом первого запоминающего устройства 9 (отметим, что под воздействием ненулевого сигнала данного устройства осуществляется «запуск» счетчика 25 времени, а при нулевом сигнале - обнуление счетчика времени), четвертое пороговое устройство 26 и логический блок 27 «И», на второй вход которого подают сигнал с логического блока 21 «ИЛИ», фиксирующего нахождение сигнала фильтра 6 в заданной временной области. При совпадении единичных сигналов на выходах блоков 26 и 21 на выходе логического блока 27 «И» формируется сигнал, который подают на управляющий вход шестого коммутационного устройства 28, на сигнальный вход которого поступает сигнал со второго запоминающего устройства 12 и в качестве начальных условий передается на второй вход линейного фильтра 6. Отметим, что, при отключении сигнала второго запоминающего устройства 12, сигнал, соответствующий начальным условиям, на фильтр 6 не поступает.

Сигнал с выхода второго блока 22 «чистое запаздывание» подают на вторые входы первого 9 и второго 12 запоминающих устройств, тем самым обнуляют выходные сигналы данных блоков, а также подают его на второй вход четвертого коммутационного устройства 15, подключая сигнал фильтра 6 к третьему входу первого сумматора 16. Управляющий сигнал, логически зафильтрованный, с выхода данного сумматора поступает на первый вход вычислителя 5 тангажа и с его выхода на привод руля высоты, осуществляя автоматическое управление самолетом при заходе на посадку.

Как показали результаты моделирования предлагаемого способа автоматического управления самолетом при заходе на посадку, реализованного в системе автоматического управления в составе комплексной системы управления КСУ-35 для маневренного самолета Т-35, благодаря использованию логической фильтрации, удалось снизить уровень помех в управляющем сигнале и тем самым повысить точность захода самолета на посадку.

Отметим, что сформированный логический фильтр является универсальным и в настоящее время проходит летные испытания в системе автоматического управления тормозами на самолете Т-35 фирмы «Сухой».

Способ автоматического управления самолетом при заходе на посадку, предусматривающий использование системы автоматического управления с фильтрацией управляющего сигнала глиссадного радиомаяка, отличающийся тем, что осуществляют логическую фильтрацию управляющего сигнала глиссадного радиомаяка, для чего сначала производят линейную фильтрацию данного сигнала, при этом, если скорость изменения фильтрованного сигнала глиссадного радиомаяка превышает предельно допустимое значение, запоминают данное событие, кроме того, из фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка формируют и запоминают сигнал на предыдущем по времени шаге квантования, формируют область возможных значений фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка во времени с учетом максимально возможной скорости его изменения, причем если время, в течение которого управляющий сигнал глиссадного радиомаяка принимает значения в сформированной области, меньше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует значению, запомненному на предыдущем по времени шаге квантования, если больше порогового, то в качестве управляющего сигнала глиссадного радиомаяка принимают сигнал, величина которого соответствует текущему значению, на основе полученного логически фильтрованного управляющего сигнала глиссадного радиомаяка и сигналов угла тангажа и угловой скорости тангажа в вычислителе системы автоматического управления формируют управляющий сигнал и подают его на привод руля высоты, посредством которого осуществляют автоматическое управление самолетом при заходе на посадку.

Изобретение относится к способу и устройству для снижения нагрузок на конструкцию летательного аппарата. .

Летательный аппарат // 2391253

Изобретение относится к летательным аппаратам с крыльями. .

Способ автоматического управления угловым положением вертолета // 2385264

Система автоматического управления угловым положением вертолета // 2385263

Способ улучшения маневренных характеристик летательного аппарата в процессе осуществления заключительной фазы захода на посадку перед приземлением и последующего выравнивания (варианты) // 2384874

Способ и устройство пилотирования летательного аппарата вокруг оси пилотирования // 2382720

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами. .

Способ и устройство для ослабления воздействий вертикальной турбулентности на летательном аппарате // 2377159

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами. .

Система управления летательным аппаратом // 2364548

Изобретение относится к бортовым системам дистанционного управления воздушным судном, в частности самолетом. .

Способ и устройство для повышения эффективности торможения летательного аппарата при его движении по земле // 2341409

Изобретение относится к средствам управления тормозами летательного аппарата. .

Аэромеханический способ измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета и устройство для его осуществления // 2336533

Изобретение относится к области измерительной техники и может найти применение, в частности, для измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета самолета, в частности таких как скоростной напор, угол атаки, коэффициент подъемной силы, массы самолета, положение центра тяжести самолета и так далее.

Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку // 2449923

Изобретение относится к области автоматического управления самолетом, в частности к системам управления, обеспечивающим автоматический режим захода на посадку

Способ и устройство для управления перестановкой подвижного стабилизатора на летательном аппарате // 2460670

Устройство автоматического управления системой обеспечения большой подъемной силы самолета // 2478520

Изобретение относится к системам автоматического управления обеспечения большой подъемной силы самолета с помощью пред-/закрылок (21, 22), которые выполнены с возможностью установки в различные конфигурации: для крейсерского полета, полета в зоне ожидания, взлета или посадки

Система с приводом от электродвигателей для перемещения подвижного элемента, способ управления такой системой и способ тестирования такой системы // 2531998

Группа изобретений относится к области авиации, а именно к системам управления подвижными поверхностями летательного аппарата. Система (100) с приводом от электродвигателей для перемещения подвижного элемента (200) содержит по меньшей мере два привода (1, 2), каждый из которых оснащен узлом для соединения с подвижным элементом и каждый рассчитан на то, чтобы перемещать подвижный элемент самостоятельно, и центральный блок (3) управления. Центральный блок управления соединен с указанными двумя приводами для обеспечения передачи уставки (Pos1, Pos2) позиции одному или другому из приводов. В систему введено дополнительно устройство (10, 20) управления с целью одновременного управления обоими приводами с точки зрения регулирования усилия в ответ на уставку позиции, переданную одному из приводов. В способе генерируют уставки усилий путем реализации контура сервоуправления, получающего на вход уставку позиции и генерирующего одновременно для обоих приводов - для ведущего привода и для ведомого второго привода две индивидуальные уставки (Eff1, Eff2) усилий, так что каждый привод развивает свое индивидуальное усилие (F1, F2), а сумма этих индивидуальных усилий соответствует полному усилию, которое нужно приложить для достижения положения, обозначенного уставкой позиции. Достигается повышение надежности работы системы. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ оптимизации шума, производимого вспомогательным винтом, и характеристик винтокрылого летательного аппарата, и винтокрылый летательный аппарат // 2601966

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов, и к способам минимизации шума хвостового винта. Винтокрылый летательный аппарат (1) расположен вдоль первой передне-задней плоскости (Р1), отделяющей первую сторону (6) от второй стороны (7) винтокрылого летательного аппарата (1). Упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) оборудован, по меньшей мере, одним несущим винтом (5), вспомогательным винтом (10) и, по меньшей мере, одной аэродинамической поверхностью (25). Упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит блок (30) обработки, связанный со средством (35) перемещения, поворачивающим упомянутую аэродинамическую поверхность (25), при этом блок (30) обработки связан с первой системой (41) измерения текущего значения параметра скорости (V) винтокрылого летательного аппарата и со второй системой (42) измерения текущего значения параметра мощности (W) упомянутой силовой установки (90) для регулирования угла поворота аэродинамической поверхности. Достигается возможность минимизации шума, производимого хвостовым винтом, и расхода топлива. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Летательный аппарат схемы "флюгерная утка" (краснов-утка) // 2609644

Изобретение относится к авиационной технике. Летательный аппарат (ЛА) аэродинамической схемы «флюгерная утка» содержит механизированное крыло и флюгерное переднее горизонтальное оперение (ФПГО) (10) с серворулем (3), которые шарнирно размещены на оси вращения ОО1. Производная по углу атаки ЛА коэффициента подъемной силы ФПГО повышается от нуля до необходимой величины за счет того, что угол между базовыми плоскостями ФПГО (10) и ЛА изменяется лишь на часть изменения угла между базовыми плоскостями серворуля (3) и ЛА при изменении угла атаки ЛА механизмом из элементов (11, 12, 13). Для управления по тангажу ось ОО3 имеет возможность смещаться к оси ОО1 или от нее, при этом ее положение зафиксировано тягой (14), являющейся элементом системы управления. Изобретение направлено на уменьшение площади крыла за счет уравнивания с ним крейсерской загруженности ФПГО. 3 з.п. ф-ы, 4 ил.

Способ формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2631718

Группа изобретений относится к способу и устройству для формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата (ЛА). Для формирования сигнала стабилизации задают сигнал углового отклонения положения ЛА, измеряют сигналы углового положения и угловой скорости ЛА, измеряют сигнал скоростного напора, формируют сигнал рассогласования между ограниченным определенным образом сигналом заданного углового отклонения и ограниченным сигналом запаздывания и преобразуют его в аналоговый сигнал, формируют суммарный сигнал на основе аналогового сигнала, ограничивают суммарный сигнал определенным образом для воздействия на рулевой привод. Устройство содержит измеритель углового положения и измеритель угловой скорости ЛА, задатчик сигнала углового отклонения ЛА, блок сравнения, цифроаналоговый преобразователь, рулевой привод, звено запаздывания, измеритель скоростного напора, два адаптивных ограничителя сигнала, адаптивный суммирующий усилитель с ограничением, противоизгибный фильтр, соединенные определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей, точности и качества управления. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Способ и устройство конфигурирования системы управления тревожными сигналами для летательного аппарата // 2633040

Группа изобретений относится к способу и устройству для конфигурирования системы управления тревожным сигналом для летательного аппарата, системе управления тревожным сигналом. Для осуществления способа генерируют список тревожных сигналов и процедур решения, определяют для каждого тревожного сигнала его отличительные признаки, логику обнаружения, процедуры решения, записывают данные в определенный файл, определяют связи между специальными файлами, обновляют содержимое специальных файлов после определения согласно идентифицированным связям. Устройство для конфигурирования содержит модуль генерирования списка тревожных сигналов и процедур решения, компьютерный интерфейс пользователя, модуль сохранения для компьютерного оборудования, модуль определения связей, модуль для автоматического обновления содержимого файлов. Система для управления тревожным сигналом содержит устройство для ее конфигурирования. Обеспечивается итеративное и полное определение характеристик системы тревожных сигналов. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил., 9 табл.

Комплекс бортового оборудования вертолетов и самолетов авиации общего назначения // 2640076

Комплекс бортового оборудования вертолетов и самолетов авиации общего назначения (АОН) содержит многофункциональный индикатор (МФИ), основной пилотажный прибор (ОПП), комбинированную курсовертикаль (КВ), приемники воздушных давлений, приемник температуры торможений, блок преобразования сигналов, интегрированную систему радиосвязи (ИСР), систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, устройство беспроводной загрузки пользовательских данных, ответчик системы управления воздушным движением, аварийно-спасательный радиомаяк, малогабаритный бортовой регистратор, радиовысотомер, автоматический радиокомпас, транспондер автоматического зависимого наблюдения, комплект аппаратуры ближней навигации и посадки VOR/ILS/маркерного приемника/автоматического радиокомпаса, автопилот, соединенные определенным образом с помощью канала информационного обмена. МФИ содержит блок вычисления и формирования, включающий модуль индикации и сигнализации, программные модули навигации и картографии, а также предупреждения критических режимов и раннего предупреждения близости земли, дисплейный модуль, модуль питания. ОПП содержит ЖК-индикатор, модуль определения пространственного положения, модуль преобразования критических сигналов. КВ содержит основной вычислительный модуль, модуль пространственного положения, модуль измерения и вычисления воздушных данных с приемником ГЛОНАСС/GPS, датчик магнитного курса. ИСР содержит блок радиостанции, пульт внутренней связи. Обеспечивается повышение безопасности пилотирования и эффективность применения вертолетов и самолетов АОН. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательных аппаратов // 2644842

Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательного аппарата (ЛА) содержит ручку пилота/задатчик тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, датчик угла тангажа, ограничитель предельных режимов, датчик угловой скорости тангажа, блок балансировки, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), система воздушных сигналов, соединенных определенным образом. Сервопривод содержит гидропривод и селектор минимального сигнала. Ограничитель предельных режимов содержит задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки. ВАМУ содержит блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы, программный блок передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа, блок формирования сигнала управления. Обеспечивается повышение безопасности полета путем улучшения характеристик управления ЛА с помощью построения алгоритма синтеза управления ЛА в продольной плоскости. 2 ил.