RU2394263C1 - Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion - Google Patents

Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion Download PDF

Info

Publication number
RU2394263C1
RU2394263C1 RU2009125351/28A RU2009125351A RU2394263C1 RU 2394263 C1 RU2394263 C1 RU 2394263C1 RU 2009125351/28 A RU2009125351/28 A RU 2009125351/28A RU 2009125351 A RU2009125351 A RU 2009125351A RU 2394263 C1 RU2394263 C1 RU 2394263C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
signal
summing amplifier
meter
Prior art date
Application number
RU2009125351/28A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Сергеевич Сыров (RU)
Анатолий Сергеевич Сыров
Владимир Васильевич Ежов (RU)
Владимир Васильевич Ежов
Сергей Валентинович Кравчук (RU)
Сергей Валентинович Кравчук
Александр Михайлович Пучков (RU)
Александр Михайлович Пучков
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс")
Priority to RU2009125351/28A priority Critical patent/RU2394263C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2394263C1 publication Critical patent/RU2394263C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Feedback Control In General (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: instrument making. ^ SUBSTANCE: proposed device comprises angular position metre, angular speed metre, control signal generator, comparator, first and second adding amplifier, first and second signal limiters, ram air metre and aperiodic filter. Note here that aperiodic filter time constant Tf makes Tf=(0.20.5)Tæ, where Tæ is aircraft pitch channel time constant. ^ EFFECT: expanded performances. ^ 1 dwg

Description

Изобретение относится к функциональным устройствам для бортовых систем автоматического управления и стабилизации аэродинамических летательных аппаратов (ЛА).The invention relates to functional devices for airborne systems for automatic control and stabilization of aerodynamic aircraft (LA).

Известны системы управления угловым положением ЛА, содержащие датчик угла, датчик угловой скорости, последовательно соединенные задатчик сигнала управления, блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом датчика угла, и суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости [1].Known control systems for the angular position of the aircraft, containing an angle sensor, an angular velocity sensor, serially connected control signal generator, a comparison unit, the second input of which is connected to the output of the angle sensor, and a summing amplifier, the second input of which is connected to the output of the angular velocity sensor [1].

Недостатком известного устройства является ограниченность функциональных возможностей управления и невысокая точность при больших значениях углов атаки, поскольку значительная часть сигнала управления расходуется на переходные процессы с учетом балансировочного значения угла атаки.A disadvantage of the known device is the limited control functionality and low accuracy at large values of the angle of attack, since a significant part of the control signal is spent on transients, taking into account the balancing value of the angle of attack.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является устройство формирования сигнала управления, которое содержит измеритель углового положения, измеритель угловой скорости, последовательно соединенные задатчик сигнала управления, блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом измерителя углового положения, и первый суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости, последовательно соединенные интегрирующий усилитель, вход которого соединен с выходом блока сравнения, и первый ограничитель сигнала, и второй суммирующий усилитель [2].Closest to the proposed invention is a control signal generating device that comprises an angular position meter, an angular velocity meter, serially connected control signal adjuster, a comparison unit, the second input of which is connected to the output of the angular position meter, and a first summing amplifier, the second input of which is connected to the output of the angular velocity meter, series-connected integrating amplifier, the input of which is connected to the output of the comparison unit, and the first ogre a signal suppressor, and a second summing amplifier [2].

Недостатками известного устройства, принятого за прототип, являются повышенная динамичность канала балансировки летательного аппарата, обусловливающая дополнительное движение относительно осредненных параметров балансировки балансировочного канала, что в условиях нестационарности летательного аппарата, например, по скорости и высоте, ограничивает функциональные возможности устройства в целом.The disadvantages of the known device adopted for the prototype are the increased dynamism of the balancing channel of the aircraft, which causes additional movement relative to the averaged balancing parameters of the balancing channel, which, under conditions of non-stationary aircraft, for example, in speed and height, limits the functionality of the device as a whole.

Указанные недостатки особенно заметно проявляются в реальных условиях при управлении летательным аппаратом, рулевые поверхности которого задействуются во всех каналах управления (по тангажу, крену).These shortcomings are especially noticeable in real conditions when controlling an aircraft, the steering surfaces of which are involved in all control channels (pitch, roll).

Решаемой в предлагаемом устройстве технической задачей является расширение функциональных возможностей устройства и повышение точности управления.Solved in the proposed device, the technical task is to expand the functionality of the device and improve control accuracy.

Указанный результат достигается тем, что в известное устройство, содержащее измеритель углового положения, измеритель угловой скорости, последовательно соединенные задатчик сигнала управления, блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом измерителя углового положения, и первый суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости, последовательно соединенные интегрирующий усилитель, вход которого соединен с выходом блока сравнения, и первый ограничитель сигнала, и второй суммирующий усилитель, дополнительно введены последовательно соединенные измеритель скоростного напора и апериодический фильтр, второй вход которого соединен с выходом первого ограничителя сигнала, а выход - со входом второго суммирующего усилителя, и второй ограничитель сигнала, вход которого соединен с выходом второго суммирующего усилителя, а выход является выходом устройства, при этом выход измерителя скоростного напора соединен со вторыми входами интегрирующего усилителя и первого ограничителя сигнала, а выход первого суммирующего усилителя соединен с вторым входом второго суммирующего усилителя, при этом величина постоянной времени апериодического фильтра Тф составляет Тф=(0,2÷0,5) Тϑ, где Тϑ - постоянная времени канала тангажа летательного аппарата.The specified result is achieved by the fact that in the known device comprising an angular position meter, an angular velocity meter, serially connected control signal adjuster, a comparison unit, the second input of which is connected to the output of the angular position meter, and a first summing amplifier, the second input of which is connected to the output of the meter angular velocity, series-connected integrating amplifier, the input of which is connected to the output of the comparison unit, and the first signal limiter, and the second summing a amplifier, in addition a series-connected pressure head meter and an aperiodic filter are introduced, the second input of which is connected to the output of the first summing amplifier, and the output to the input of the second summing amplifier, and the second signal limiter, the input of which is connected to the output of the second summing amplifier, and the output is the output devices, while the output of the pressure head meter is connected to the second inputs of the integrating amplifier and the first signal limiter, and the output of the first summing amplifier I am connected to the second input of the second summing amplifier, while the time constant of the aperiodic filter T f is T f = (0.2 ÷ 0.5) T ϑ , where T ϑ is the time constant of the pitch channel of the aircraft.

Введенный в канал балансировки апериодический фильтр определяет необходимое замедление процесса в этом канале по сравнению с более динамичным процессом в основном канале управления. По предложенному решению корректно распределены функции ограничения выходных сигналов в каналах управления по физическому смыслу, исходя из ограничения ресурса рулевых органов и расчетного значения балансировки для балансировочного канала. Таким образом, отработка сигналов управления по основному каналу производится функционально - без предварительного избыточного ограничения. Введены средства адаптации - перестройка требуемых параметров балансировочного канала: коэффициента усиления интегрирующего усилителя, ограничения и постоянной времени апериодического фильтра - в функции скоростного напора как наиболее характерной функции условий полета ЛА: скорости V и высоты H.The aperiodic filter introduced into the balancing channel determines the necessary slowdown of the process in this channel in comparison with a more dynamic process in the main control channel. According to the proposed solution, the functions of limiting the output signals in the control channels according to the physical meaning are correctly distributed based on the resource limit of the steering organs and the calculated value of the balancing for the balancing channel. Thus, the processing of control signals along the main channel is carried out functionally - without preliminary excessive restriction. Adaptation tools have been introduced — the restructuring of the required parameters of the balancing channel: the gain of the integrating amplifier, the limitation and the time constant of the aperiodic filter — as a function of the pressure head as the most characteristic function of the flight conditions of the aircraft: speed V and altitude H.

На чертеже представлена структурная схема адаптивного устройства формирования сигнала управления продольно-балансировочным движением летательного аппарата.The drawing shows a structural diagram of an adaptive device for generating a control signal for the longitudinally-balanced movement of the aircraft.

Адаптивное устройство формирования сигнала управления продольно-балансировочным движением летательного аппарата содержит измеритель углового положения 1, измеритель угловой скорости 2, последовательно соединенные задатчик сигнала управления 3, блок сравнения 4, второй вход которого соединен с выходом измерителя углового положения 1, и первый суммирующий усилитель 5, второй вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости 2, последовательно соединенные интегрирующий усилитель 6, вход которого соединен с выходом блока сравнения 4, и первый ограничитель сигнала 7, и второй суммирующий усилитель 8, последовательно соединенные измеритель скоростного напора 9 и апериодический фильтр 10, второй вход которого соединен с выходом первого ограничителя сигнала 7, а выход - с первым входом второго суммирующего усилителя 8, и второй ограничитель сигнала 11, вход которого соединен с выходом второго суммирующего усилителя 8, а выход является выходом устройства, при этом выход измерителя скоростного напора 9 соединен со вторыми входами интегрирующего усилителя 6 и первого ограничителя сигнала 7, а выход первого суммирующего усилителя 5 соединен с вторым входом второго суммирующего усилителя 8.The adaptive device for generating a control signal for the longitudinally-balanced movement of the aircraft contains an angular position meter 1, an angular velocity meter 2, serially connected control signal adjuster 3, a comparison unit 4, the second input of which is connected to the output of the angular position meter 1, and the first summing amplifier 5, the second input of which is connected to the output of the angular velocity meter 2, serially connected integrating amplifier 6, the input of which is connected to the output of the unit 4, and the first signal limiter 7, and the second summing amplifier 8, connected in series with a pressure head meter 9 and an aperiodic filter 10, the second input of which is connected to the output of the first signal limiter 7, and the output - with the first input of the second summing amplifier 8, and the second a signal limiter 11, the input of which is connected to the output of the second summing amplifier 8, and the output is the output of the device, while the output of the pressure head meter 9 is connected to the second inputs of the integrating amplifier 6 and the first limit signal amplifier 7, and the output of the first summing amplifier 5 is connected to the second input of the second summing amplifier 8.

Устройство сформировано для канала тангажа и работает следующим образом.The device is formed for the pitch channel and operates as follows.

Задатчиком сигнала управления 3 формируется сигнал управления ϑзад.(t), составными компонентами которого являются:The control signal generator 3 generates a control signal ϑ back. (t), the constituent components of which are:

- балансировочная, медленная компонента ϑзад.м(t), соответствующая изменениям балансировочных углов атаки αбал. и отклонениям рулей δбал. - balancing, slow component ϑ ass.m (t), corresponding to changes in balancing angles of attack α ball. and steering deviations δ ball.

- текущая, быстрая компонента ϑзад.б(t), соответствующая управляемым разворотам ЛА.- current, fast component ϑ ass.b (t), corresponding to controlled turns of the aircraft.

Таким образом,In this way,

Figure 00000001
Figure 00000001

Закон регулирования формируется по сигналам управления ϑзад.(t) углового положения ЛА ϑ(t) и угловой скорости ЛА ωz(t). Основная, базовая компонента сигнала управления σб(x) формируется в первом суммирующем усилителе 5 в виде:The regulation law is formed by control signals ϑ back. (t) the angular position of the aircraft ϑ (t) and the angular velocity of the aircraft ω z (t). The main, basic component of the control signal σ b (x) is formed in the first summing amplifier 5 in the form:

Figure 00000002
Figure 00000002

где Δϑ(t) - сигнал рассогласования,where Δϑ (t) is the error signal,

Figure 00000003
Figure 00000003

формируемый блоком сравнения 4 по сигналам ϑзад.(t) от задатчика сигнала управления 3 и ϑ(t) от измерителя углового положения 1;formed by the comparison unit 4 by signals ϑ back. (t) from the control signal setter 3 and и (t) from the angle meter 1;

Kϑ, Кωz - передаточные числа по рассогласованию и угловой скорости, соответственно;K ϑ , K ωz - gear ratios for mismatch and angular velocity, respectively;

ωz(t) - сигнал угловой скорости ЛА, поступающий от измерителя угловой скорости 2, ωz(t)=

Figure 00000004
(t).ω z (t) is the aircraft angular velocity signal coming from the angular velocity meter 2, ω z (t) =
Figure 00000004
(t).

Сигнал σб(t) поступает на второй суммирующий усилитель 8. Сигнал σб(t), сформированный в соответствии с базовым законом управления (2), дополняется сигналом интегральной компоненты σu(t), который формируется интегрирующим усилителем 6 по сигналу рассогласования (3):The signal σ b (t) is supplied to the second summing amplifier 8. The signal σ b (t), formed in accordance with the basic control law (2), is supplemented by the signal of the integral component σ u (t), which is generated by the integrating amplifier 6 according to the mismatch signal ( 3):

Figure 00000005
Figure 00000005

где Ки - масштабный передаточный коэффициент интегрирующего усилителя 6.where K and is the scaled gear ratio of the integrating amplifier 6.

Сигнал σи(t) ограничивается первым ограничителем сигнала 7, уровень ограничения σогр и(t) которого соответствует рассчитанному значению балансировочного отклонения рулей δбал. Сигнал σогр и(t) с первого ограничителя 7 поступает через апериодический фильтр 10 в виде сигнала σф(t) на второй суммирующий усилитель 8, сигнал на выходе которого равен:The signal σ and (t) is limited by the first signal limiter 7, the restriction level σ ogre and (t) of which corresponds to the calculated value of the steering wheel balancing deviation δ ball . The signal σ ogre and (t) from the first limiter 7 enters through the aperiodic filter 10 in the form of a signal σ f (t) to the second summing amplifier 8, the output signal of which is equal to:

Figure 00000006
Figure 00000006

Далее сигнал σвых(t) ограничивается по уровню вторым ограничителем сигнала 11, полученный ограниченный сигнал

Figure 00000007
(t) и является выходным сигналом устройства. Уровень ограничения, установленный на втором ограничителе сигнала 11, определяет величину сигналов рассматриваемого канала управления по тангажу, необходимую для отработки их соответствующими рулевыми поверхностями, с учетом бездефицитности отработки этими же рулями сигналов смежных каналов (курса и крена, здесь не рассматриваемых). При этом величина постоянной времени апериодического фильтра 10 Тф, с точки зрения компромисса по эффективности интегральной компоненты и обеспечения устойчивости контура управления, определяется в пределах Тф=(0,2÷0,5Тϑ, где Tϑ - постоянная времени канала тангажа ЛА.Next O signal σ (t) is limited by the level of a second limiter signal 11 obtained by the limited signal
Figure 00000007
(t) and is the output signal of the device. The restriction level set on the second signal limiter 11 determines the value of the signals of the pitch control channel under consideration necessary for working out by their respective steering surfaces, taking into account the lack of deficiency of the processing of adjacent channel signals (heading and bank, not considered here) by the same rudders. In this case, the value of the time constant of the aperiodic filter is 10 T f , from the point of view of a compromise on the effectiveness of the integral component and ensuring the stability of the control loop, is determined within the range of T f = (0.2 ÷ 0.5T ϑ , where T ϑ is the time constant of the aircraft pitch channel .

Введение интегральной компоненты в балансировочный канал - блоки 6, 7, 10, 8 - обеспечивает отработку балансировочной, медленной компоненты сигнала управления ϑзад.м(t). Действительно, пусть ϑзад.б=0, ϑзад.м≠0. Тогда в силу того, что закон формирования выходного сигнала представленного устройства является астатическим законом нулевого порядка, установившееся значение сигнала рассогласования для такого режимаThe introduction of the integral component into the balancing channel - blocks 6, 7, 10, 8 - ensures the development of the balancing, slow component of the control signal ϑ ass.m (t). Indeed, let ϑ ass . B = 0, ϑ ass. ≠ 0. Then, due to the fact that the law of formation of the output signal of the presented device is an astatic law of zero order, the steady-state value of the error signal for this mode

Figure 00000008
Figure 00000008

Тогда, в соответствии с (3) установившееся значение ϑуст:Then, in accordance with (3), the established value of ϑ mouth :

Figure 00000009
Figure 00000009

Очевидно также, что для этого режима

Figure 00000010
Следовательно, и установившееся значение интегральной компоненты σи уст соответствует балансировочному значению угла отклонения рулевых поверхностей ЛА:It’s also obvious that for this mode
Figure 00000010
Therefore, the steady-state value of the integral component σ and lips corresponds to the balancing value of the angle of deviation of the steering surfaces of the aircraft:

Figure 00000011
Figure 00000011

Поскольку для рассматриваемого режима Δϑуст=0, ωzуст=0, то и σб уст=0 и

Figure 00000012
.Since for the considered mode Δϑ set = 0, ω zust = 0, then σ b set = 0 and
Figure 00000012
.

При поступлении на вход основного канала (блоки 4, 5, 8, 11) быстрой компоненты сигнала управления ϑзад.б(t), например, для управления маневром ЛА, отработка его будет осуществляться относительно балансировочного движения ЛА и будет симметричным для сигналов ϑзад.б(t) разных знаков, т.е. будет производиться относительно нуля характеристики второго ограничителя 11 (ограничителя прямой цепи формирования управляющего сигнала σвых(t)), что повышает точность отработки управляющих воздействий на ЛА в целом.Upon entering the main channel input (blocks 4, 5, 8, 11) of the fast component of the control signal ϑ rear b (t), for example, to control the maneuver of the aircraft, it will be worked out relative to the balancing movement of the aircraft and will be symmetrical for the signals ϑ rear .b (t) of different signs, i.e. the characteristics of the second limiter 11 (the limiter of the direct control signal generating circuit σ o (t)) will be produced relative to zero, which increases the accuracy of testing control actions on the aircraft as a whole.

Введение ограничения сигнала интегральной компоненты и последующей фильтрации позволяет уменьшить колебательность в замкнутом контуре регулирования и значительные выбросы в переходных процессах.The introduction of a signal limitation of the integral component and subsequent filtering can reduce the oscillation in the closed loop control and significant emissions in transients.

Таким образом, предложенное адаптивное устройство формирования сигнала управления продольно-балансировочным движением летательного аппарата позволяет расширить функциональные возможности управления летательным аппаратом в целом и повысить точность.Thus, the proposed adaptive device for generating a control signal for the longitudinally balanced movement of the aircraft allows you to expand the control capabilities of the aircraft as a whole and improve accuracy.

Положительный эффект подтвержден результатами анализа и математического моделирования.The positive effect is confirmed by the results of analysis and mathematical modeling.

Все составные звенья и блоки устройства управления могут быть выполнены на современных элементах автоматики и вычислительной техники, а также и программно-алгоритмически в бортовых вычислительных машинах ЛА.All the components and blocks of the control device can be performed on modern elements of automation and computer technology, as well as software and algorithm in on-board computers of the aircraft.

Источники информацииInformation sources

1. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Под ред. Г.С.Бюшгенса. М.: Наука, Физматлит, 1998, с.411.1. Aerodynamics, stability and controllability of supersonic aircraft. Ed. G.S. Byushgens. M.: Science, Fizmatlit, 1998, p. 411.

2. Полезная модель РФ №56663, кл. G05D 1/08, 25.05.2006 г.2. Utility model of the Russian Federation No. 566663, class. G05D 1/08, 05/25/2006

Claims (1)

Адаптивное устройство формирования сигнала управления продольно-балансировочным движением летательного аппарата, содержащее измеритель углового положения, измеритель угловой скорости, последовательно соединенные задатчик сигнала управления, блок сравнения, второй вход которого соединен с выходом измерителя углового положения, и первый суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом измерителя угловой скорости, последовательно соединенные интегрирующий усилитель, вход которого соединен с выходом блока сравнения, и первый ограничитель сигнала, и второй суммирующий усилитель, отличающееся тем, что оно содержит последовательно соединенные измеритель скоростного напора и апериодический фильтр, второй вход которого соединен с выходом первого ограничителя сигнала, а выход - со входом второго суммирующего усилителя, и второй ограничитель сигнала, вход которого соединен с выходом второго суммирующего усилителя, а выход является выходом устройства, при этом выход измерителя скоростного напора соединен со вторыми входами интегрирующего усилителя и первого ограничителя сигнала, а выход первого суммирующего усилителя соединен с вторым входом второго суммирующего усилителя, при этом величина постоянной времени апериодического фильтра Тф составляет Тф=(0,2÷0,5)Тϑ, где Тϑ - постоянная времени канала тангажа летательного аппарата. An adaptive device for generating a control signal for the longitudinally-balanced movement of the aircraft, comprising an angular position meter, an angular velocity meter, serially connected control signal adjuster, a comparison unit, the second input of which is connected to the output of the angular position meter, and the first summing amplifier, the second input of which is connected to the output of the angular velocity meter, series-connected integrating amplifier, the input of which is connected to the output of the comparison unit, and a first signal limiter, and a second summing amplifier, characterized in that it contains a series-connected velocity head meter and an aperiodic filter, the second input of which is connected to the output of the first signal limiter, and the output to the input of the second summing amplifier, and a second signal limiter, the input of which connected to the output of the second summing amplifier, and the output is the output of the device, while the output of the pressure head meter is connected to the second inputs of the integrating amplifier and the first the first limiter signal, and the output of the first summing amplifier coupled to a second input of the second summing amplifier, the magnitude of an aperiodic filter time constant T p is T f = (0,2 ÷ 0,5) T θ, wherein T θ - time constant of the channel pitch aircraft.
RU2009125351/28A 2009-07-03 2009-07-03 Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion RU2394263C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009125351/28A RU2394263C1 (en) 2009-07-03 2009-07-03 Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009125351/28A RU2394263C1 (en) 2009-07-03 2009-07-03 Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2394263C1 true RU2394263C1 (en) 2010-07-10

Family

ID=42684737

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009125351/28A RU2394263C1 (en) 2009-07-03 2009-07-03 Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2394263C1 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2460113C1 (en) * 2011-03-02 2012-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method
RU2487052C1 (en) * 2011-11-09 2013-07-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Method of generating drone stabilisation system control signal
RU2490686C1 (en) * 2012-06-05 2013-08-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating signal to control aircraft angular flight and device to this end
RU2491600C1 (en) * 2012-06-05 2013-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating digital/analogue adaptive signal for stabilising angular position of aircraft on heading and apparatus for realising said method
RU2491602C1 (en) * 2012-06-05 2013-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating digital/analogue signal for stabilising angular position of aircraft on heading and apparatus for realising said method
RU2784884C1 (en) * 2022-05-19 2022-11-30 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МО РФ Method for automatic control of the longitudinal movement of an unmanned aerial vehicle in the presence of a wind disturbance

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2460113C1 (en) * 2011-03-02 2012-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method
RU2487052C1 (en) * 2011-11-09 2013-07-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") Method of generating drone stabilisation system control signal
RU2490686C1 (en) * 2012-06-05 2013-08-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating signal to control aircraft angular flight and device to this end
RU2491600C1 (en) * 2012-06-05 2013-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating digital/analogue adaptive signal for stabilising angular position of aircraft on heading and apparatus for realising said method
RU2491602C1 (en) * 2012-06-05 2013-08-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") Method of generating digital/analogue signal for stabilising angular position of aircraft on heading and apparatus for realising said method
RU2784884C1 (en) * 2022-05-19 2022-11-30 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" МО РФ Method for automatic control of the longitudinal movement of an unmanned aerial vehicle in the presence of a wind disturbance

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2394263C1 (en) Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion
CN102707624B (en) Design method of longitudinal controller region based on conventional aircraft model
RU2310899C1 (en) Method for normalization of control and stabilization signal of longitudinal-balancing motion of flight vehicle and device for its realization
CN105652880B (en) Non-linear anti-saturation for the big spatial domain flight of aircraft highly instructs generation method
Jia et al. Accurate high-maneuvering trajectory tracking for quadrotors: A drag utilization method
RU2569580C2 (en) Method of formation of adaptive signal of control and stabilisation of angular movement of aircraft, and device for its implementation
CN113985901A (en) Hypersonic aircraft preset performance control method and device based on disturbance estimation
CN102692928B (en) Controller region design method based on quaternion model of aircraft
RU2391694C1 (en) Board digital-analogue adaptive system of aircraft control
Theis et al. Observer-based LPV control with anti-windup compensation: A flight control example
CN102707722B (en) Omni-dimensional controller area designing method based on normal aircraft model
RU2460113C1 (en) Method of generating integral adaptive signal for stabilising gliding motion of unmanned aircraft and apparatus for realising said method
CN109270840B (en) Time-varying correction network discretization method for missile control system
RU86326U1 (en) ON-BOARD DIGITAL ANALOGUE ADAPTIVE AIRCRAFT CONTROL SYSTEM
Jiang et al. Tensor product model-based gain scheduling of a missile autopilot
RU182886U1 (en) ANGULAR STABILIZATION SYSTEM
RU2459744C1 (en) Method of generating integral signal of drone gliding stabilisation and device to this end
RU2305308C1 (en) Onboard digital-analog adaptive system for controlling banking movement of aircraft
RU186492U1 (en) ANGULAR STABILIZATION SYSTEM
RU56663U1 (en) DEVICE FORMING THE CONTROL SIGNAL AND STABILIZING THE LONGITUDINAL-BALANCING MOVEMENT OF THE AIRCRAFT
RU2367993C1 (en) Adaptive device of aircraft coordinated control
RU2647405C1 (en) Adaptive system with reference model for control of aircraft
CN103197560A (en) Design method for wide adaptability of aircraft three-dimensional aviating area controller
CN110209197B (en) Aircraft control system design method
RU2303805C1 (en) Control unit of flight vehicle pitch channel

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200704