Система автоматического управления самолетом при снижении



Система автоматического управления самолетом при снижении
Система автоматического управления самолетом при снижении
Система автоматического управления самолетом при снижении

 


Владельцы патента RU 2542686:

Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") (RU)

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 области авиационной техники, а именно к системе автоматического управления самолетом в продольной плоскости при его снижении в режиме «возврат» на аэродром.

Логика автоматического управления самолетом при выполнении режима «возврат» состоит в следующем (фиг.1). Задается траектория снижения в виде прямой линии с углом наклона 6° к плоскости горизонта. На первом этапе, когда самолет находится ниже траектории снижения, выполняется режим стабилизации высоты полета. Заданная высота стабилизации устанавливается на уровне 11000 м (номинальное значение), но может выбираться летчиком самостоятельно как выше, так и ниже заданного номинального значения. Высота полета стабилизируется до момента пересечения траектории движения самолета с наклонным участком траектории снижения.

На втором этапе режима «возврат» самолет переводится на наклонный прямолинейный участок заданной траектории снижения, после чего выполняется стабилизация его положения на этой траектории. При достижении самолетом заданной высоты снижения при выполнении режима автоматического захода на посадку (т.н. высоты круга), номинальное значение которой составляет 600 м, осуществляется стабилизация этой высоты до момента включения режима автоматического захода на посадку.

Режим «возврат» может включаться летчиком также на высоте, когда самолет находится выше заданной наклонной траектории снижения (после ее пересечения). В этом случае сразу выполняется приведение самолета на наклонный участок траектории снижения с последующей стабилизацией его положения на этой прямой (без участка стабилизации высоты).

Сигнал ΔН линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения как на участках стабилизации высоты, так и на наклонном участке заданной траектории снижения, формируется с помощью специализированного навигационно-измерительного комплекса. При этом ΔH=H-Hзад, где Н - текущая высота полета самолета, Hзад - заданная высота полета самолета, формируемая прямолинейной траекторией снижения с углом наклона 6°.

Управление самолетом на всех этапах выполнения режима «возврат» осуществляется автоматически путем отработки сигнала nузад заданной вертикальной перегрузки.

К системе автоматического управления самолетом при снижении предъявляются следующие требования:

- при «вписывании» самолета на наклонную прямолинейную траекторию снижения из различных вариантов включения режима «возврат» (в момент пересечения или после пересечения траектории снижения) вертикальная скорость самолета не должна превышать по величине 50 м/сек;

- по мере уменьшения высоты включения режима «возврат» допустимая вертикальная скорость самолета должна снижаться до безопасных, с точки зрения летчика, величин;

- при стабилизации самолета на заданной траектории снижения не должны возникать статические ошибки (ΔН→0).

Известна система автоматической стабилизации заданной высоты полета самолета, использующая в своей работе сигналы угловой скорости тангажа, линейного отклонения и скорости линейного отклонения от заданной высоты (Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Павлина И.Г., Чикулаев М.С., Киселев Ю.Ф. Системы автоматического и директорного управления самолетом. М., Машиностроение, 1974, 232 с., рис.2.4, с.40). Ее недостатком является отсутствие контроля за вертикальной скоростью самолета - она может значительно превышать допустимые значения при отработке больших отклонений самолета от заданной высоты.

Другой известной системе автоматической стабилизации заданной высоты полета самолета, использующей в своей работе сигналы угловой скорости тангажа, линейного отклонения от заданной траектории и угла тангажа (Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Павлина И.Г., Чикулаев М.С., Киселев Ю.Ф. Системы автоматического и директорного управления самолетом. М., Машиностроение, 1974, 232 с., рис.2.7, с.44), присущ тот же недостаток, а именно возможность превышения допустимой вертикальной скорости при отработке больших отклонений самолета от заданной высоты.

Наиболее близкой к заявляемой системе автоматического управления самолетом при снижении (прототипом) является классическая система управления высотой полета (Боднер В.А. Теория автоматического управления полетом. М., Наука, 1964, 700 с., рис.4.2, с.178). Данная система содержит навигационно-измерительный комплекс, на первом выходе которого формируется сигнал ΔН линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал Vy вертикальной скорости самолета. Также система содержит первый и второй масштабные блоки, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами навигационно-измерительного комплекса, первый сумматор, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходам первого и второго масштабных блоков, руль высоты самолета, соединенный с выходом рулевого привода. Кроме того, система-прототип снабжена тангажным автоматом продольного управления (АПУ), вход которого подключен к выходу первого сумматора, а выход - к входу рулевого привода. На выходе первого сумматора формируется командный сигнал ϑзад заданного приращения угла тангажа относительно балансировочного значения, отрабатываемого затем самолетом совместно с тангажным АПУ:

ϑ з а д = К Δ Н Δ Н + К V y V y , ( 1 )

где КΔH - масштабный коэффициент первого масштабного блока,

K V y - масштабный коэффициент второго масштабного блока.

В указанной системе-прототипе после окончания переходных процессов на этапе «вписывания» на заданную траекторию снижения командный сигнал ϑзад на выходе первого сумматора получается равным нулю, а именно: ϑзад=0.

С учетом того, что при этом Vy=-V·Sin6° следует, что в установившемся состоянии

Δ H = V y K V y K Δ H = V S i n 6 ° K V y K Δ H > 0 , ( 2 )

где V - скорость полета самолета при снижении.

Анализ соотношения (2) показывает, что в системе-прототипе всегда будет иметь место методическая ошибка стабилизации самолета на траектории снижения, а именно, снос вверх от этой траектории (ΔН>0), причем тем больший, чем больше скорость полета. Конкретная величина ошибки стабилизации определяется выбранными масштабными коэффициентами КΔH, K V y , скоростью полета самолета и может составлять несколько десятков метров. Факт «параллельного сноса» реальной траектории снижения самолета является серьезным недостатком системы-прототипа, поскольку в этой ситуации летчик затрудняется контролировать пространственное положение самолета при снижении. Он видит, что на пилотажном приборе планка положения самолета относительно заданной траектории снижения отклонена от нулевого положения, т.е. самолет находится выше траектории снижения, и в то же время командный сигнал ϑзад=0, что говорит о том, что летчику не нужно вмешиваться в управление.

Таким образом, основными недостатками системы-прототипа при снижении самолета в режиме «возврат» являются:

- отсутствие контроля за вертикальной скоростью самолета - она может значительно превышать допустимые значения (50 м/с) при отработке больших начальных отклонений самолета от заданной высоты в момент включения режима «возврат»;

- появление больших статических ошибок стабилизации самолета на траектории снижения, а именно, движение самолета при снижении после окончания переходных процессов происходит по прямой, параллельной заданной траектории снижения с превышением линейного отклонения самолета по высоте в несколько десятков метров, т.е. имеет место «параллельный снос» реальной траектории снижения относительно заданной. Конкретное значение возникающих ошибок стабилизации зависит от конкретных значений масштабных коэффициентов в масштабных блоках и от скорости полета самолета. Ошибки тем больше, чем больше скорость полета;

- использование тангажного автомата продольного управления самолетом, которому свойственны невысокие характеристики ветроустойчивости, т.к. известно, что для повышения точности стабилизации самолета на заданной траектории снижения предпочтительно применение перегрузочного автомата продольного управления (см., например, Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматической посадки. М., Машиностроение, 1975, 216 с., с.99).

Техническим результатом заявляемой системы автоматического управления самолетом при снижении является повышение точности стабилизации самолета на траектории снижения вследствие исключения статических ошибок стабилизации на заданной траектории снижения и за счет использования перегрузочного АПУ, а также повышение безопасности пилотирования за счет ограничения вертикальной скорости самолета в допустимых пределах (-50 м/с<Vy<+50 м/с).

Технический результат достигается тем, что система автоматического управления самолетом при снижении содержит навигационно-измерительный комплекс, на первом выходе которого формируется сигнал ΔН линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал Vy вертикальной скорости самолета, также система содержит первый и второй масштабные блоки, первый сумматор, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходам первого и второго масштабных блоков, руль высоты самолета, соединенный с выходом рулевого привода. Дополнительно данная система автоматического управления содержит первый и второй нелинейные блоки, второй, третий и четвертый сумматоры, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), а навигационно-измерительный комплекс снабжен третьим выходом, на котором формируется сигнал Н текущей высоты полета, при этом первый и второй входы первого нелинейного блока подключены соответственно к первому и третьему выходам навигационно-измерительного комплекса, второй выход которого соединен с первыми входами второго и четвертого сумматоров, выход первого нелинейного блока подключен к входам первого масштабного блока, второго нелинейного блока и к первому входу третьего сумматора, второй инвертирующий вход которого соединен с выходом интегратора, а выход - со вторым входом второго сумматора и с первым входом блока перемножения сигналов, второй вход которого соединен с выходом второго нелинейного блока, к выходу блока перемножения сигналов подключен второй вход четвертого сумматора, выход которого подключен к входу второго масштабного блока, вход интегратора соединен с выходом второго сумматора, выход первого сумматора, формирующий сигнал nузад заданной вертикальной перегрузки, подключен к входу перегрузочного АПУ, выход которого соединен с входом рулевого привода.

Таким образом, безопасность пилотирования обеспечивается тем, что вертикальная скорость самолета при снижении ограничивается (на уровне 50 м/с) с помощью первого нелинейного блока, а повышение точности стабилизации самолета на заданной траектории снижения достигается за счет следующих факторов:

- вследствие дополнительно введенных второго, третьего и четвертого сумматоров, интегратора, второго нелинейного блока, блока перемножения сигналов, а также установления новых связей между блоками, на выходе третьего сумматора формируется сигнал Vy0 постоянной составляющей вертикальной скорости, равный по величине и обратный по знаку установившемуся значению вертикальной скорости самолета (Vy)уст при движении самолета по заданной прямолинейной траектории снижения, т.e. Vy0=-(Vy)уст=V·Sin6°;

- на выходе четвертого сумматора при малых отклонениях от заданной траектории снижения (ΔН≤50 м) формируется сигнал ΔVy скорости линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, равный вертикальной скорости самолета Vy за вычетом компоненты (Vy)уст: ΔVy=Vy-(Vy)уст;

- исключение компоненты (Vy)уст из сигнала Vy вертикальной скорости самолета и последующее использование полученного таким образом сигнала ΔVy, участвующего далее в формировании сигнала nузад заданной вертикальной перегрузки на выходе первого сумматора, позволяет исключить «параллельный снос» самолета при снижении по прямолинейной заданной траектории снижения и, тем самым, повысить точность работы системы управления;

- применение перегрузочного АПУ вместо тангажного АПУ позволяет дополнительно повысить точность работы системы управления за счет снижения динамических ошибок стабилизации самолета на траектории снижения при действии ветровых возмущений в условиях турбулентной атмосферы.

Сущность изобретения поясняется графическими изображениями:

на фиг.1 представлена графическая схема порядка выполнения режима снижения самолета в режиме «возврат» на аэродром;

на фиг.2 изображена заявляемая система автоматического управления самолетом при снижении;

на фиг.3 показан типовой переходный процесс изменения высоты при снижении самолета с предлагаемой системой управления.

На фиг.1-3 использованы следующие обозначения:

1 - навигационно-измерительный комплекс

2, 3 - первый и второй масштабные блоки соответственно

4, 5, 6, 7 - первый, второй, третий и четвертый сумматоры соответственно

8, 9 - первый и второй нелинейные блоки соответственно

10 - интегратор

11 - блок перемножения сигналов

12 - перегрузочный автомат продольного управления (АПУ)

13 - рулевой привод

14 - руль высоты

Vy - вертикальная скорость самолета

Vy0 - сигнал постоянной составляющей вертикальной скорости самолета

V ^ y 0 - сигнал оценки постоянной составляющей вертикальной скорости самолета

ΔVy - сигнал скорости линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения

nузад - сигнал заданной вертикальной перегрузки

Δny - избыточная вертикальная перегрузка

ΔН - сигнал линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения

ΔН* - ограниченный по уровню сигнал линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения

Н - текущая высота полета самолета

Hзад - заданная высота полета самолета

Hкруга - высота круга

КΔH - масштабный коэффициент первого масштабного блока 2

K V y - масштабный коэффициент второго масштабного блока 3

p - оператор дифференцирования

ВПП - взлетно-посадочная полоса

t - время, с.

Система автоматического управления самолетом при снижении (фиг.2) содержит навигационно-измерительный комплекс 1, на первом выходе которого формируется сигнал ΔН линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал Vy вертикальной скорости самолета. Также система содержит первый 2 и второй 3 масштабные блоки, первый сумматор 4, входы которого подключены к выходам первого 2 и второго 3 масштабных блоков, руль высоты 14 самолета, соединенный с выходом рулевого привода 13. Дополнительно система управления содержит первый 8 и второй 9 нелинейные блоки, второй 5, третий 6 и четвертый 7 сумматоры, интегратор 10, блок перемножения сигналов 11, перегрузочный АПУ 12, а навигационно-измерительный комплекс 1 снабжен третьим выходом, на котором формируется сигнал Н текущей высоты полета самолета, при этом первый и второй входы первого нелинейного блока 8 подключены соответственно к первому и третьему выходам навигационно-измерительного комплекса 1, второй выход которого соединен с первыми входами второго 5 и четвертого 7 сумматоров, выход первого нелинейного блока 8 подключен к входам первого масштабного блока 2, второго нелинейного блока 9 и к первому входу третьего сумматора 6, второй инвертирующий вход которого соединен с выходом интегратора 10, а выход - со вторым входом второго сумматора 5 и с первым входом блока перемножения сигналов 11, второй вход которого соединен с выходом второго нелинейного блока 9, к выходу блока перемножения сигналов 11 подключен второй вход четвертого сумматора 7, выход которого подключен к входу второго масштабного блока 3, вход интегратора 10 соединен с выходом второго сумматора 5, выход первого сумматора 4, формирующий сигнал nузад заданной вертикальной перегрузки, подключен к входу перегрузочного АПУ 12, выход которого соединен с входом рулевого привода 13.

Система автоматического управления самолетом при снижении работает следующим образом.

При малых отклонениях самолета от заданной траектории снижения, когда ΔН*=ΔН, на выходе третьего сумматора 6 формируется сигнал Vy0, равный по величине и обратный по знаку установившемуся значению вертикальной скорости самолета (Vy)уст при движении самолета по заданной прямолинейной траектории снижения. Из рассмотрения связей между вторым сумматором 5, интегратором 10 и третьим сумматором 6 (фиг.2) следует, что:

V y 0 = Δ H p p + 1 V y 1 p + 1 = ( H H з а д ) p p + 1 V y 1 p + 1 ,

где р - оператор дифференцирования.

Учитывая, что p H = H ˙ и p H з а д = H ˙ з а д

где H ˙ = d H d t , H ˙ з а д = d H з а д d t ,

а также что H ˙ = V y , H ˙ з а д = ( V y ) з а д = ( V y ) у с т ,

где (Vy)зад - заданное значение вертикальной скорости самолета, получается:

V y 0 = V y 1 p + 1 ( V y ) з а д 1 p + 1 V y 1 p + 1 = ( V y ) з а д 1 p + 1 = ( V y ) у с т 1 p + 1 . ( 3 )

Как следует из (3), при движении самолета строго по наклонной прямолинейной траектории приблизительно через 3 секунды на выходе третьего сумматора 6 устанавливается сигнал Vy0, равный установившемуся значению вертикальной скорости самолета (Vy)уст и обратный ему по знаку. Запаздывание по времени на 3 секунды обусловлено наличием апериодического звена 1 p + 1 .

При включении режима «возврат» на больших высотах (Н>2000 м) в случае больших отклонений самолета по высоте от траектории снижения (ΔН>500 м) нелинейный блок 8 ограничивает сигнал отклонения самолета по высоте от заданной траектории движения на постоянном уровне 500 м (см. фиг.2), т.е. ΔН*=500 м на протяжении длительного времени. При этом на выходе второго нелинейного блока 9 формируется корректирующий сигнал, равный нулю, который, поступая далее на вход блока перемножения сигналов 11, «обнуляет» сигнал V ^ y 0 на втором входе четвертого сумматора 7. За счет этого на вход второго масштабного блока 3 в течение некоторого времени поступает сигнал ΔVy, равный вертикальной скорости самолета Vy, т.е. ΔVy=Vy. Под действием сформированных сигналов ΔН*=500 м и ΔVy=Vy на выходе первого сумматора 4 формируется сигнал nузад заданной вертикальной перегрузки, под действием которого самолет движется в сторону заданной траектории снижения. После завершения переходных процессов «вписывания» на заданную траекторию снижения сигнал Пуча, на выходе первого сумматора 4 становится равным нулю nузад=0.

Учитывая, что

n у з а д = K Δ H Δ H * + K V y V y ,

получается, что значение вертикальной скорости самолета равно

V y = Δ H * K Δ H K V y . ( 4 )

Масштабные коэффициенты КΔH и K V y задаются из условия приемлемых динамических характеристик процессов «вписывания» самолета на траекторию снижения. На практике КΔH=0,003 единиц перегрузки/м, K V y = 0 , 03 единиц перегрузки/м/с, поэтому

V y = Δ H * K Δ H K V y = 500 0 , 003 0 , 03 = 50 м / с . ( 5 )

Как видно из соотношения (5), при выбранных в первом 2 и втором 3 масштабных блоках значениях КΔH и K V y и выбранном уровне ограничения сигнала ΔН до значения ΔН*, обеспечивается необходимое ограничение вертикальной скорости самолета при снижении (по величине не более 50 м/с).

Уровни ограничения сигнала ΔН* в первом нелинейном блоке 8 выбраны таким образом, что по мере уменьшения высоты, на которой происходит включение режима снижения, уменьшается и вертикальная скорость самолета. Так, при включении режима снижения выше траектории снижения на высоте Н=600 м первый нелинейный блок 8 ограничивает входной сигнал ΔН на постоянном уровне 100 м, т.е. ΔН*=100 м и величина вертикальной скорости самолета при снижении устанавливается на меньшем, чем прежде (50 м/с), уровне:

V y = Δ H * K Δ H K V y = 100 0 , 003 0 , 03 = 10 м / с . ( 6 )

Таким образом, с помощью первого нелинейного блока 8 ограничивается максимально возможная вертикальная скорость самолета Vy на уровне 50 м/с при включении режима снижения на больших высотах полета и обеспечивается ее уменьшение при включении этого режима на малых высотах (ниже 2000 м).

По мере уменьшения линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения сигнал ΔН* на выходе первого нелинейного блока 8 уменьшается, на выходе второго нелинейного блока 9 появляется постепенно увеличивающийся от нуля до 1 корректирующий сигнал, на выходе блока перемножения сигналов 11 также появляется постепенно возрастающий по величине сигнал V ^ y 0 оценки постоянной составляющей вертикальной скорости самолета Vy0. В пределе, когда |ΔН*|≤50 м, корректирующий сигнал на выходе второго нелинейного блока 9 становится всегда равным 1. В этой ситуации сигнал V ^ y 0 на выходе блока перемножения сигналов 11 становится равным сигналу Vy0, сформированному на выходе третьего сумматора 6. На выходе четвертого сумматора 7 из сигнала Vy, поступающего на его первый вход из навигационно-измерительного комплекса 1, вычитается сигнал V ^ y 0 , поступающий на второй вход четвертого сумматора 7 с выхода блока перемножения сигналов 11. Учитывая, что V ^ y 0 = V y 0 = ( V y ) у с т и Vy=(Vy)уст+ΔVy, на выходе четвертого сумматора 7 после сложения сигналов V ^ y 0 и Vy формируется сигнал ΔVy скорости линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения. В отличие от прототипа после окончания переходных процессов «вписывания» самолета на заданную траекторию снижения на выходе четвертого сумматора 7 формируется сигнал ΔVy=0, за счет этого сигнал ΔН* также становится равным нулю. Тем самым устраняется «параллельный снос» самолета с траектории снижения, т.е. повышается точность стабилизации самолета на траектории снижения.

На фиг.3, в качестве иллюстрации, представлен типовой процесс снижения самолета с использованием заявляемой системы автоматического управления самолетом при снижении при следующих начальных условиях: текущая высота полета самолета Н равна 11000 м, скорость полета самолета при снижении V равна 500 м/с, включение режима снижения происходит при ΔН=700 м, удаление от среза взлетно-посадочной полосы (ВПП) составляет 25000 м. Как видно из графиков, полученных математическим моделированием, статическая ошибка стабилизации самолета на траектории снижения отсутствует, снижение самолета обеспечивается строго по заданной прямолинейной траектории.

Отсутствие «параллельного сноса» самолета при снижении в режиме «возврат» подтверждено летными испытаниями заявляемой системы автоматического управления самолетом при снижении.

Система автоматического управления самолетом при снижении, содержащая навигационно-измерительный комплекс, на первом выходе которого сформирован сигнал линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал вертикальной скорости самолета, первый и второй масштабные блоки, первый сумматор, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходам первого и второго масштабных блоков, руль высоты самолета, соединенный с выходом рулевого привода, отличающаяся тем, что с целью повышения безопасности пилотирования и точности стабилизации самолета на траектории снижения система дополнительно содержит первый и второй нелинейные блоки, второй, третий и четвертый сумматоры, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), а навигационно-измерительный комплекс снабжен третьим выходом, на котором формируется сигнал текущей высоты полета самолета, при этом первый и второй входы первого нелинейного блока подключены соответственно к первому и третьему выходам навигационно-измерительного комплекса, второй выход которого соединен с первыми входами второго и четвертого сумматоров, выход первого нелинейного блока подключен к входам первого масштабного блока, второго нелинейного блока и к первому входу третьего сумматора, второй инвертирующий вход которого соединен с выходом интегратора, а выход - со вторым входом второго сумматора и с первым входом блока перемножения сигналов, второй вход которого соединен с выходом второго нелинейного блока, к выходу блока перемножения сигналов подключен второй вход четвертого сумматора, выход которого подключен к входу второго масштабного блока, вход интегратора соединен с выходом второго сумматора, выход первого сумматора, формирующий сигнал заданной вертикальной перегрузки, подключен к входу перегрузочного АПУ, выход которого соединен с входом рулевого привода.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления полетом. Устройство (10) автоматического пилотирования летательного аппарата (1) с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт (2), при этом упомянутый несущий винт содержит, по меньшей мере, один винт (3), оборудованный множеством лопастей (3'), содержит блок (15) обработки, взаимодействующий, по меньшей мере, с общей цепью (7) управления общим шагом упомянутых лопастей (3').

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и обеспечивает заход самолета на посадку в аварийных ситуациях, связанных с отказом как штатных бортовых автоматических радиокомпасов (АРК), так и наземных средств привода самолетов дальних приводных радиомаяков (ДПРМ) в точку начала снижения (ТНС).

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) летательными аппаратами. Система состоит из последовательно соединенных: задатчика угла курса, первого элемента сравнения, вычислителя заданного угла крена, второго элемента сравнения, последовательно соединенных: вычислителя автопилота угла крена, сервопривода элеронов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам обеспечения безопасности и предупреждения летных происшествий одновинтовых вертолетов на стартовых и взлетно-посадочных режимах.

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 бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами (ЛА). .

Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом тангажа летательного аппарата (ЛА). .

Изобретение относится к системам автоматического управления углом крена летательного аппарата. .

Изобретение относится к способу пилотирования летательного аппарата в фазе приземления на посадочную полосу. .

Изобретение относится к авиационному бортовому оборудованию и предназначено для установки на гражданские летательные аппараты. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим фюзеляж (2), по меньшей мере, один несущий винт (3), по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага, по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), оборудованное подвижной поверхностью (21, 21'), и, по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4), включает определение общей подъемной силы летательного аппарата, регулирование подъемной силы каждого полукрыла (11, 11'), воздействуя на привод закрылков (12) таким образом, чтобы подъемная сила полукрыльев была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы. При этом разность подъемной силы между полукрыльями (11,11') позволяет компенсировать влияние несущего винта (3) на полукрылья (11, 11'). Достигается возможность автоматического поддержания положения гибридного вертолета при устойчивой фазе полета. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 6 ил.

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата содержит задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, алгебраический селектор, сервопривод руля высоты, датчик угла тангажа, задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки, датчик угла атаки, задатчик максимальной нормальной перегрузки, вычислитель автомата ограничения нормальной перегрузки, датчик нормальной перегрузки. Обеспечиваются точность ограничения предельных значений параметров летательного аппарата и плавные переходные процессы при переключении каналов управления. 2 ил.

Группа изобретений относится к способу и системе грубого управления пространственным движением самолета. Для управления пространственным движением самолета формируют сигналы задания по углу крена и рысканья, измеряют углы крена, рысканья и тангажа, формируют сигналы управления по углу крена и рысканья, при этом формируют сигналы разности между эталонными сигналами крена и рысканья и измеренными сигналами по углу крена и рысканья соответственно, полученные сигналы разности отдельно интегрируют, дифференцируют, масштабируют и суммируют первый сигнал разности с сигналом управления по углу крена, второй сигнал разности с сигналом управления по углу тангажа. Система грубого управления содержит задатчики угла крена и рысканья, два регулятора, два исполнительных устройства, датчики углов крена, рысканья и тангажа, две эталонные модели, шесть усилителей, четыре сумматора, два дифференциатора, два интегратора, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивость движения при нестационарных параметрах полета и действии адаптивных помех. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх