Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона



Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона
Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона
Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона
Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона
Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона
Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона
Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона
Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона
Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона
Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона
Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона

 


Владельцы патента RU 2490168:

Открытое Акционерное Общество "Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" (ОАО "ТАНТК им. Г.М. Бериева") (RU)

Изобретение относится к авиации, а именно к системам управления посадкой. Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона содержит автопилот, привод руля высоты, соединенные последовательно ручку управления и электродистанционную систему управления, а также датчики параметров движения самолета. Главным отличием является то, что в данную систему включены селектор сигналов, переключатель, блок сравнения, задатчик значения высоты включения селектора сигналов. Причем селектор сигналов формирует сигнал для привода руля высоты таким образом, что при выходе угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона управление передается системе автоматического управления углом тангажа, то есть ограничиваются управляющие воздействия летчика, неадекватные текущей обстановке и ведущие к возникновению аварийной ситуации. Система устраняет нежелательные тенденции в динамике движения самолета по тангажу путем активного вмешательства в управление. Повышается уровень безопасности полета самолета. 11 ил.

 

Изобретение относится к авиации, а именно к системам полуавтоматического управления.

Как свидетельствует статистика летных происшествий, примерно половина катастроф и аварий пассажирских самолетов происходит на посадке. Одним из направлений решения этой проблемы является автоматизация указанного этапа полета и всесторонний контроль действий пилота бортовыми системами индикации и сигнализации. К основным контролируемым параметрам можно отнести угол тангажа самолета - угол между осью самолета и поверхностью земли.

Угол тангажа изменяется путем отклонения руля высоты (РВ). Посадка сухопутного самолета с большим углом тангажа чревата касанием взлетно-посадочной полосы (ВПП) хвостом самолета. Для гидросамолета не только в процессе приводнения, но и при движении по воде (глиссировании) необходимо чтобы угол тангажа не превышал некоторого значения, образующего т.н. «верхнюю» границу гидродинамической устойчивости, выход за которую влечет за собой потерю продольной устойчивости гидросамолета. Таким образом, имеется эксплуатационное ограничение угла тангажа «сверху».

Посадка с малым или отрицательным углом тангажа, во-первых, может привести к касанию ВПП передней опорой шасси, что весьма нежелательно. Во-вторых, малый или отрицательный угол тангажа подразумевает отрицательную вертикальную скорость самолета (скорость снижения). При большом отрицательном значении вертикальной скорости в момент касания ВПП посадка происходит «грубо» и может привести к катастрофе. Аналогично «верхней» границе гидродинамической устойчивости для гидросамолетов характерно наличие т.н. «нижней» границы, когда значение угла тангажа мало и может привести к потере боковой устойчивости. Таким образом, не менее важным, с точки зрения обеспечения безопасности посадки самолета, является эксплуатационное ограничение величины угла тангажа «снизу».

Известна система предупреждения сваливания самолета, предназначенная для предотвращения выхода на опасный режим (1). Принцип работы этой системы состоит в том, что если значение контролируемого параметра (угол атаки) становится близким к ограничению, уменьшается передаточное число между РВ и ручкой управления (РУ). Однако, несмотря на то, что уменьшение степени реагирования самолета на управляющее воздействие должно просигнализировать летчику о приближении опасного режима, вероятность выхода на этот режим сохраняется, т.к. это уменьшение не изменяет нежелательной тенденции в динамике движения самолета. Подобная система является аналогом предполагаемого изобретения по назначению (ограничение кинематических параметров движения самолета).

Известна также система автоматического управления (САУ) углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата (2), в состав которой помимо задатчика угла тангажа, датчика угла тангажа, вычислителя автопилота угла тангажа и сервопривода руля высоты дополнительно входит алгебраический селектор максимального сигнала и вычислитель автомата ограничения угла атаки. Суть этой системы сводится к тому, что алгебраический селектор коммутирует свои входы и выход таким образом, что при выдаче автопилотом тангажа сигнала на кабрирование меньшего, чем получен от автомата ограничения угла атаки, управление рулем высоты передается последнему (автомату), а автопилот тангажа исключается из контура управления. Подобная система является аналогом предполагаемого изобретения по способу реализации механизма ограничения кинематических параметров движения самолета - с помощью селектора сигналов. Однако, современные САУ даже на самолетах, оснащенных сложными бортовыми комплексами, как правило, не обеспечивают выполнение автоматической посадки. Поэтому заключительный этап посадки должен выполняться при участии летчика, следовательно, система продольного управления должна быть полуавтоматической.

Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, является система автоматического увода самолета с максимально допустимого угла атаки (3), содержащая модуль формирования управляющих сигналов, электрически связанный с блоком формирования индикации, который связан с модулем поиска и выдачи рекомендаций, пилотажно-информационным индикатором и индикатором информационно-управляющего поля. Кроме этого, она содержит речевой информатор, органы ручного и ножного управления по каналам тангажа, крена и курса, исполнительные механизмы по этим каналам управления, отличающаяся тем, что в нее введен блок анализа аэродинамических параметров полета (БААПП), электрически связанный с датчиком углов атаки, модулем формирования управляющих сигналов, блоком регистрации параметров полета, автопилотом, автоматом тяги, органами ручного и ножного управления и их исполнительными механизмами. В этой системе БААПП в случае превышения допустимого угла атаки на 1 градус отключает рычаг управления от канала тангажа и переводит руль высоты самолета на пологое пикирование, а при достижении самолетом отрицательного угла наклона траектории, заложенного в программе, управление передается автопилоту, включенному в режим стабилизации достигнутого угла наклона траектории. По достижении самолетом наивыгоднейшего угла атаки БААПП переключает автопилот в режим стабилизации высоты, крена и курса, а так же включает рычаг управления в канал тангажа, т.е. возвращает пилота в контур управления.

Таким образом, описанная система не только ограничивает управляющие действия пилота, ведущие к достижению критического угла атаки, но и устраняет нежелательные тенденции в динамике движения самолета путем активного вмешательства в управление.

Однако способ реализации механизма ограничения кинематических параметров в виде блока, формирующего последовательности управляющих воздействий «на пологое пикирование», «стабилизация заданного отрицательного угла наклона траектории» и затем передающего управление пилоту, не приемлем при реализации ограничений по максимальному и минимальному углу тангажа.

Технический результат предполагаемого изобретения выражается в повышении уровня безопасности полета самолета за счет создания полуавтоматической системы предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона, которая не только бы ограничивала управляющие действия летчика, неадекватные текущей обстановке и ведущие к возникновению аварийной ситуации, но и устраняла нежелательные тенденции в динамике движения самолета по тангажу путем активного вмешательства в управление.

Технический результат достигается тем, что в систему управления самолета, содержащую автопилот, привод руля высоты, соединенные последовательно ручку управления и электродистанционную систему управления, соединенные с датчиками параметров движения самолета, дополнительно включены селектор сигналов, переключатель, блок сравнения, задатчик значения высоты включения селектора сигналов. При этом первый вход селектора сигналов соединен с выходом электродистанционной системы управления. Второй и третий входы соответственно соединены с выходами подсистем стабилизации максимального и минимального углов тангажа автопилота, а выход селектора сигналов соединен через переключатель с приводом руля высоты. Причем другой вход переключателя соединен с электродистанционной системой управления, а третий, управляющий вход переключателя, соединен с выходом блока сравнения, первый вход которого соединен с выходом задатчика значения высоты включения селектора сигналов, а второй вход соединен с выходом датчиков параметров движения самолета.

Главным отличием предлагаемой системы от прототипа является то, что в нее включен селектор сигналов, который формирует сигнал для привода РВ таким образом, что при выходе угла тангажа самолета из эксплуатационного диапазона управление передается системе автоматического управления углом тангажа.

Предлагаемое изобретение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.

Сущность предполагаемого изобретения поясняется чертежами, где:

- на фиг.1 изображена структурная схема предлагаемой полуавтоматической системы предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона;

- на фиг.2 - результаты математического моделирования: ход ручки управления;

- на фиг.3 - результаты математического моделирования: угол тангажа (без селектора сигналов);

- на фиг.4 - результаты математического моделирования: угол тангажа (с селектором сигналов);

- на фиг.5 - результаты математического моделирования: угол отклонения РВ (без селектора сигналов);

- на фиг.6 - результаты математического моделирования: угол отклонения РВ (с селектором сигналов);

- на фиг.7 - результаты математического моделирования: ход ручки управления;

- на фиг.8 - результаты математического моделирования: угол тангажа (без селектора сигналов);

- на фиг.9 - результаты математического моделирования: угол тангажа (с селектором сигналов);

- на фиг.10 - результаты математического моделирования: угол отклонения РВ (без селектора сигналов);

- на фиг.11 - результаты математического моделирования: угол отклонения РВ (с селектором сигналов).

Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона (фиг.1) сформирована на основе автопилота стабилизации заданного угла тангажа и включает в себя автопилот 1, привод руля высоты 2, соединенные последовательно ручку управления 3 и ЭДСУ 4, на вход которой, как и на вход автопилота 1, поступают сигналы с датчиков параметров движения самолета 5. Кроме этого, в нее включен селектор сигналов 6, первым входом которого является сигнал с ЭДСУ 4, со вторым и третьим входом соответственно соединены выходы подсистем стабилизации максимального 7 и минимального 8 углов тангажа автопилота 1, а выход селектора сигналов 6 соединен через переключатель 9 с приводом руля высоты 2, причем другой вход переключателя 9 соединен с ЭДСУ 4, а третий, управляющий вход переключателя 9, соединен с выходом блока сравнения 10, осуществляющего сравнение высоты включения селектора сигналов 6, поступающей с соответствующего задатчика 11 на первый вход блока сравнения 10, и текущей высоты полета, поступающей на второй вход блока сравнения 10 с датчиков параметров движения самолета 5.

Суть предлагаемого изобретения заключается в том, что значение сигнала, управляющего приводом РВ 2, и поступающего с РУ 3 через ЭДСУ 4, сравнивается в селекторе 6 с сигналами, которые формируют в автопилоте 1 подсистемы 7 и 8 стабилизации угла тангажа. В случае, если сигнал с ЭДСУ 4 становится больше значения, которое формирует подсистема 7 для стабилизации максимально допустимого угла тангажа, управление передается этой подсистеме автопилота 1. Аналогичное, по сути, действие происходит, если сигнал с ЭДСУ 4 становится меньше значения, которое формирует подсистема 8 для стабилизации минимально допустимого угла тангажа. В этом случае выход селектора 6 коммутируется с подсистемой 8 автопилота 1.

Таким образом, селектор сигналов 6 не позволяет летчику ни при каких условиях вывести самолет ошибочными действиями на опасный режим функционирования. Включение в полуавтоматическую систему предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона переключателя 9, управляемого сигналом с блока сравнения 10, обеспечивает передачу управления автопилоту 1 только тогда, когда высота полета самолета становится меньше некоторого порогового значения, определяемого задатчиком 11. В отличии от системы (2), в которой из контура управления селектором исключается автопилот заданного угла тангажа, в предлагаемом изобретении из управления исключается пилот.

Полученные математическим моделированием примеры (фиг.2-11), иллюстрирующие работу полуавтоматической системы предотвращения выхода угла тангажа за пределы эксплуатационного диапазона, подтверждают эффективность предлагаемой системы. Математическое моделирование динамики полета проводилось на модели одного из существующих самолетов. В проведенных численных экспериментах проверялась реакция самолета на серию дач ручки управления «от себя - к себе» (см. фиг.2 и фиг.7) при включенном и отключенном селекторе сигналов. Графики на фиг.2-6 и фиг.7-11 отличаются друг от друга амплитудой и частотой управляющего воздействия в виде дач РУ. Как видно из сравнения графиков изменения угла тангажа (фиг.3-4 и фиг.8-9) при включенном селекторе сигналов угол тангажа незначительно превосходит заданный максимальный угол в 12°, а также оказывается чуть меньше заданного минимального угла в 5°.

Предполагается, что внедрение полуавтоматической системы предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона значительно повысит уровень безопасности посадки самолета и нивелирует влияние «человеческого фактора» на этот этап полета.

Источники информации

1. Рудис В.И. Полуавтоматическое управление самолетом. - М.: Машиностроение, 1987, стр.122.

2. Патент на изобретение «Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата» №2434785 от 02.03.2010, МПК В64С 13/18.

3. Патент на полезную модель «Система автоматического увода самолета с максимально допустимого угла атаки» №79193 от 05.09.2008, МПК G05D 1/00.

Полуавтоматическая система предотвращения выхода угла тангажа самолета за пределы эксплуатационного диапазона, содержащая автопилот, привод руля высоты, соединенные последовательно ручку управления и электродистанционную систему управления, вход которой, как и вход автопилота, соединен с датчиками параметров движения самолета, отличающаяся тем, что в нее дополнительно включены селектор сигналов, переключатель, блок сравнения и задатчик значения высоты включения селектора сигналов, при этом первый вход селектора сигналов соединен с выходом электродистанционной системы управления, второй и третий входы соответственно соединены с выходами подсистем стабилизации максимального и минимального углов тангажа автопилота, а выход селектора сигналов соединен через переключатель с приводом руля высоты, причем другой вход переключателя соединен с электродистанционной системой управления, а третий, управляющий вход переключателя, соединен с выходом блока сравнения, первый вход которого соединен с выходом задатчика значения высоты включения селектора сигналов, а второй вход соединен с выходом датчиков параметров движения самолета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике управления полетом беспилотного летательного аппарата в условиях появления не предсказуемых факторов возмущения полетом, способных привести к изменению траектории и, как следствие, к промахам в поражении цели.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления аэродинамическими поверхностями самолета. .

Изобретение относится к следящим электрогидравлическим системам управления, а именно к электрогидростатическому приводу с взводимым гидрокомпенсатором и клапаном демпфирования.

Изобретение относится к следящим электрогидравлическим системам управления, а именно к автономному электрогидравлическому приводу с комбинированным регулированием скорости выходного звена и клапаном демпфирования.

Изобретение относится к следящим электрогидравлическим системам управления, а именно к двухрежимному электрогидравлическому приводу с дополнительными режимами кольцевания и демпфирования выходного звена.

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами. .

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к механизму стопорения крана стояночного торможения летательного аппарата. .

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.

Изобретение относится к способу контроля эффективности работы электромеханического привода роторно-линейного типа. .

Изобретение относится к устройству для регулирования температуры гидравлической жидкости по меньшей мере в одном гидравлическом контуре воздушного судна. .

Изобретение относится к авиации и пригодно для всех типов самолетов

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата

Агрегат используется для обеспечения поворота колес при пробеге летательных аппаратов как для непосредственного управления, так и для демпфирования колебаний при свободно ориентированном повороте колес, а также для осуществления режима демпфирования при отсутствии давления рабочей жидкости в каналах подвода гидропитания. Агрегат содержит корпус с гидролиниями, соединенными с напорной и сливной магистралями гидросистемы, на котором установлен электрогидравлический усилитель мощности, внутри корпуса размещены соединенные между собой и с электрогидравлическим усилителем мощности системой гидролиний гидравлические узлы, включающие в себя обратный клапан гидролинии напора, фильтр, подпиточные и предохранительные клапаны, электрогидравлический клапан, клапан включения, гидрокомпенсатор с крышкой и подпружиненным поршнем, взаимодействующим со штоком и пружиной запорного клапана гидролинии слива, при этом гидрокомпенсатор оснащен индукционным датчиком, выдающим информацию о положении поршня гидрокомпенсатора, а следовательно, и о возможности выполнять функции демпфирования при отсутствии давления в каналах подвода гидропитания. Технический результат - повышение надежности. 1 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к способам управления механизацией крыла при взлете, повышающим безопасность полета самолетов транспортной категории посредством защиты закрылков и предкрылков от чрезмерных аэродинамических нагрузок. Для управления уборкой механизации крыла самолета транспортной категории сначала измеряют текущие значения скорости полета, полетного веса самолета, углы отклонения закрылков и предкрылков, а при необходимости также и ускорение центра масс самолета вдоль траектории, определяют скорости начала ручной и автоматической уборки с упреждением относительно максимально допустимой скорости полета самолета с выпущенной механизацией. Проводят индикацию текущего значения скорости начала ручной уборки механизации на пилотажном приборе, формируют сообщения для летчика о необходимости начать уборку механизации и обеспечивают ее автоматическую уборку при невмешательстве летчика в управление. Достигается снижение расчетной скорости полета с выпущенной механизацией, в результате чего уменьшаются расчетные аэродинамические нагрузки на механизацию (закрылки и предкрылки), а следовательно, и вес конструкции крыла, в результате чего повышается надежность и безопасность полетов. 1 з.п. ф-лы, 3 ил., 5 табл.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к способам и устройствам формирования управления газогидравлическим рулевым приводом. Способ заключается в том, что формируют синусоидальный сигнал, определяют модуль сигнала разности заданного и текущего значений давления, определяют интеграл модуля сигнала разности, суммируют модуль сигнала разности и интеграл модуля сигнала разности и полученный сигнал умножают на синусоидальный сигнал и суммируют с сигналом управления. Устройство содержит три сумматора, три усилителя, два блока умножения, логический блок, источник синусоидального сигнала и интегратор. Выход датчика текущего давления через последовательно соединенные первый сумматор, первый блок умножения, первый усилитель, второй сумматор, второй усилитель, второй блок умножения и третий сумматор подключен к электрическому входу рулевой машины, а выход источника синусоидального сигнала через третий усилитель соединен со вторым входом второго блока умножения, выход устройства управления соединен со вторым входом третьего сумматора, выход задатчика давления соединен со вторым входом первого сумматора и через логический блок со вторым входом первого блока умножения, выход датчика текущего давления соединен со вторым входом первого сумматора, выход первого блока умножения, через интегратор соединен со вторым входом второго сумматора. Повышается качество и стабильность переходных процессов на выходе газогидравлического рулевого привода. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам обеспечения безопасности и предупреждения летных происшествий одновинтовых вертолетов на стартовых и взлетно-посадочных режимах. Система состоит из каналов: измерения; формирования эксплуатационных ограничений; индикации; сигнализации. Канал измерения включает аэрометрический канал определения величины, направления и составляющих вектора скорости ветра, спутниковый канал позиционирования и канал определения пространственного углового положения вертолета. Канал формирования эксплуатационных ограничений включает каналы определения допустимых значений углов крена и тангажа, скорости и направления ветра, продольной и боковой составляющих вектора скорости ветра на стоянке, на стартовых и взлетно-посадочных режимах, а каналы индикации и сигнализации включают соответственно каналы отображения текущих и допустимых значений критических параметров эксплуатационных ограничений на стартовых и взлетно-посадочных режимах. Повышается уровень безопасности на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлете и на посадке, на режимах снижения и висения. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационной и космической техники, в частности к приводам летательных аппаратов. Приводное устройство регулируемого элемента летательного аппарата содержит дублирующий элемент, камеру переменного объема и регулируемый насос, соединенный трубчатой линией управления с камерой переменного объема. Приводное устройство дополнительно содержит регулируемый клапан, установленный на трубчатой линии управления. Дублирующий элемент состоит из трубчатого кожуха, внутри которого расположен рабочий элемент из сплава, обладающего эффектом памяти формы, источника подачи горячего газа, связанного с трубчатым кожухом, замка и средства эффективного загружения рабочего элемента. Один конец рабочего элемента закреплен на корпусе летательного аппарата, а другой - соединен со средством эффективного загружения рабочего элемента. Замок установлен между корпусом летательного аппарата и средством эффективного загружения рабочего элемента. Достигается повышение надежности работы приводного устройства. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к технике регулирования в кабине экипажа самолета, определяющего ее эргономику. Кабина экипажа самолета имеет в своем составе оборудование, регулируемое с точки зрения комфорта и/или безопасности. Все регулировки управляются при помощи системы управления регулировками таким образом, чтобы в результате единственного выбора пилотом желаемого положения среди по меньшей мере двух положений регулировка каждого из упомянутых элементов изменялась от существующей в данный момент величины до предварительно определенной величины, характерной для выбранного положения и зависящей от пилота. Характерные данные регулировок элементов, управляемых системой управления регулировками, зависящие от пилота, запоминаются в переносном носителе информации и считываются при помощи средств распознавания этой системы управления. Изобретение позволяет реализовать кабину экипажа, в которой регулируемые элементы кабины, такие как кресла пилотов, педали путевого управления, пилотажные подлокотники, источники света и/или вентиляторы, в состоянии занимать специфические положения в зависимости от свойственных пилоту соображений в ответ на упрощенные инструкции пилота. 16 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается электрогидравлических силовых приводов для управления летательными аппаратами. Электрогидравлический рулевой привод содержит электрогидравлический усилитель, гидроцилиндр, поршень и втулки цилиндра с пакетами уплотнений, полый шток с установленным внутри него ложным штоком и блок датчиков обратной связи. Блок датчиков установлен внутри ложного штока и электрически соединен с электрогидравлическим усилителем. Ложный шток выполнен с резьбовым хвостовиком с центральным отверстием, через которое выведены электрожгуты (провода) датчиков обратной связи, и зафиксирован в осевом направлении фланцевой гайкой. Внутри фланцевой гайки расположена винтовая пружина, опирающаяся на внутренний торец гайки и на торец ложного штока. Фланец гайки зафиксирован в корпусе накладкой. Предварительное поджатие пружины превышает величину, соответствующую усилию трения по уплотнениям ложного штока. Рабочий ход пружины превышает диапазон регулировки положения блока датчиков обратной связи. Достигается повышение надежности, возможность осевого перемещения блока датчиков обратной связи для регулировки совмещения «нуля» блока датчиков со средним положением выходного звена привода. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Настоящее изобретение обеспечивает устройство и способ анализа остатка для обнаружения системных ошибок в поведении системы воздушного судна. Технический результат - повышение точности оценки состояния системы воздушного судна. Устройство для анализа остатка содержит устройство для генерирования остатка в зависимости, по меньшей мере, от величины управляющего воздействия и выходного параметра системы, компараторный блок для обеспечения результата анализа путем сравнения остатка с установленным пороговым значением, первый блок для обеспечения постоянной составляющей порогового значения, второй блок для обеспечения адаптивной составляющей порогового значения в зависимости по меньшей мере от изменяющейся во времени величины управляющего воздействия и третий блок для обеспечения порогового значения, путем объединения постоянной составляющей порогового значения с адаптивной составляющей порогового значения. 6 н. и 17 з.п. ф-лы, 12 ил.
Наверх