RU2644842C2 - System of automated modal control in aircraft longitudinal axis - Google Patents
System of automated modal control in aircraft longitudinal axis Download PDFInfo
- Publication number
- RU2644842C2 RU2644842C2 RU2015149473A RU2015149473A RU2644842C2 RU 2644842 C2 RU2644842 C2 RU 2644842C2 RU 2015149473 A RU2015149473 A RU 2015149473A RU 2015149473 A RU2015149473 A RU 2015149473A RU 2644842 C2 RU2644842 C2 RU 2644842C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pitch
- signal
- angle
- aircraft
- input
- Prior art date
Links
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims abstract description 11
- 208000037170 Delayed Emergence from Anesthesia Diseases 0.000 claims description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000003786 synthesis reaction Methods 0.000 abstract 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 230000003750 conditioning effect Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 241000282326 Felis catus Species 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 230000003340 mental effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000002194 synthesizing effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
- B64C13/503—Fly-by-Wire
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0011—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots associated with a remote control arrangement
Landscapes
- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом тангажа летательного аппарата (ЛА).The invention relates to the field of automatic control systems (ACS) of the pitch angle of an aircraft (LA).
Известны САУ, обеспечивающие отработку заданного угла тангажа ЛА с помощью автопилота, воздействующего на угол отклонения руля высоты ЛА [1].Known self-propelled guns that ensure the development of a given pitch angle of an aircraft with the help of an autopilot acting on the angle of deviation of the elevator of the aircraft [1].
Для реализации известных способов управления ЛА применяют методы модального управления, основанные на выборе полюсов передаточной функции замкнутой системы или корней ее характеристического уравнения. Если все составляющие вектора состояния объекта могут быть измерены и модель динамики объекта линейна, то обеспечение заданного расположения корней замкнутой системы не вызывает трудности. Требуемое расположение корней характеристического уравнения для каждого объекта определяется в отдельности.To implement the well-known aircraft control methods, modal control methods based on the choice of the poles of the transfer function of a closed system or the roots of its characteristic equation are used. If all the components of the state vector of the object can be measured and the model of the dynamics of the object is linear, then providing a given location of the roots of a closed system does not cause difficulties. The required location of the roots of the characteristic equation for each object is determined separately.
Если передаточная функция замкнутой системы не содержит нулей, то решение задачи требуемого расположения корней характеристического уравнения можно осуществить с помощью классического метода стандартных коэффициентов. Далее оценка соответствия полученных коэффициентов знаменателя передаточной функции оценивается по характеру переходных процессов в замкнутой системе.If the transfer function of a closed system does not contain zeros, then the solution of the problem of the required location of the roots of the characteristic equation can be solved using the classical method of standard coefficients. Further, the assessment of the correspondence of the obtained coefficients of the denominator of the transfer function is estimated by the nature of transients in a closed system.
Существующие методы автоматического управления ЛА требуют корректировки в полете передаточных чисел законов управления в зависимости от изменения угла атаки при изменении аэродинамических и массоинерционных характеристик объекта.Existing methods of automatic control of aircraft require adjustments in flight of gear ratios of control laws depending on changes in the angle of attack when the aerodynamic and mass inertia characteristics of the object change.
Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается САУ углом тангажа ЛА, реализующая астатический закон управления со скоростной обратной связью, содержащая последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа [2].Closest to the technical result achieved, chosen as a prototype, the self-propelled gun is adopted by the pitch angle of the aircraft, which implements the astatic control law with high-speed feedback, containing a pitch angle adjuster and a pitch angle autopilot calculator, a servo drive whose output signal determines the angle of deviation of the elevator apparatus, the pitch angle sensor of the aircraft, having an output connected to the second input of the pitch angle calculator autopilot [2].
Поставленная задача, которую решает это изобретение, достигается тем, что система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата содержит последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки и селектор минимального сигнала, выход которого подключен к входу сервопривода, датчик угловой скорости крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к второму входу вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен к второму входу селектора минимального сигнала.The problem that this invention solves is achieved by the fact that the automatic pitch angle control system and the aircraft angle of attack limits include a pitch angle adjuster and a pitch angle autopilot calculator, a servo drive whose output signal determines the angle of deviation of the aircraft elevator, angle sensor pitch of an aircraft having an output connected to a second input of a pitch angle calculator autopilot, serially connected maxi the angle of attack, the calculator of the automatic machine for limiting the angle of attack and the selector of the minimum signal, the output of which is connected to the input of the servo drive, the angular velocity sensor of the roll of the aircraft having an output connected to the second input of the calculator of the automatic machine for limiting the angle of attack, the output of the calculator of the autopilot pitch angle is connected to the second input minimum signal selector.
Недостатком этого изобретения является необходимость корректировки в полете передаточных чисел законов управления в зависимости от изменения угла атаки, при изменении аэродинамических и массоинерционных характеристик объекта и результат работы такого регулятора не удовлетворяет требованиям летчика по обеспечению минимума психической и физической нагрузок при работе по наземным и воздушным целям.The disadvantage of this invention is the need to adjust in flight the gear ratios of the control laws depending on the change in the angle of attack, when the aerodynamic and mass inertia characteristics of the object change, and the result of the operation of such a regulator does not satisfy the requirements of the pilot to ensure a minimum of mental and physical stress when working on ground and air targets.
Технический результат предлагаемого авторами изобретение заключается в решении задачи улучшения характеристик управления ЛА с помощью построения алгоритма синтеза управления ЛА в продольной плоскости.The technical result of the invention proposed by the authors is to solve the problem of improving the control characteristics of an aircraft by constructing an algorithm for synthesizing an aircraft control in the longitudinal plane.
Технический результат достигается за счет построения желаемой модели на основании критерия Шомбера-Гертсена [3], который подразумевает разделение на два типа управления самолетом на тангажное и перегрузочное, за границу принято значение ( - частная производная нормальной перегрузки по углу атаки). Для получения процессов в контуре управления, близких к апериодическим, на основании критерия Шомбера-Гертсена можно сформировать требования к желаемым значениям параметров объекта и ( - производная приведенной к произведению массы ЛА на скорость установившегося полета аэродинамической подъемной силы крыла по углу атаки, - производная приведенного к моменту инерции относительно связанной оси Oz момента тангажа по углу атаки). При удается получить корни характеристического многочлена системы с большими отрицательными вещественными частями, тем самым выполнить требования к апериодичности переходных процессов в контуре «летчик-система автоматического управления». При этом соотношение может меняться на ±30%, важно, чтобы это соотношение не выходило за область, удовлетворяющую критерию. На основании этого соотношения формируются линейные дифференциальные уравнения желаемой системы.The technical result is achieved by constructing the desired model based on the Schomber-Gertsen criterion [3], which implies the separation into two types of aircraft control into pitch and reload, the value is taken abroad ( - partial derivative of normal overload by angle of attack). To obtain processes in the control loop that are close to aperiodic, based on the Schomber-Gertsen criterion, it is possible to formulate requirements for the desired values of the object parameters and ( - the derivative of the product of the mass of the aircraft by the speed of a steady flight of the aerodynamic lifting force of the wing by the angle of attack, is the derivative of the pitch moment with respect to the connected axis Oz of the moment of inertia with respect to the angle of attack). At it is possible to obtain the roots of the characteristic polynomial of the system with large negative real parts, thereby fulfilling the requirements for the aperiodicity of transients in the “pilot-automatic control system” circuit. Moreover, the ratio can vary by ± 30%, it is important that this ratio does not go beyond the region that meets the criterion. Based on this relationship, linear differential equations of the desired system are formed.
На фигуре 1 представлена функциональная схема системы автоматизированного модального управления (САУ) в продольном канале:The figure 1 presents a functional diagram of a system of automated modal control (ACS) in a longitudinal channel:
ограничитель предельных режимов (ОПР) 1, состоящий из задатчика максимального угла атаки и вычислителя автомата ограничения угла атаки;limit mode limiter (OPR) 1, consisting of a setter of the maximum angle of attack and a computer of the automaton of limiting the angle of attack;
ручка летчика / задатчик угла тангажа (РЛ/ЗТ) 2;pilot handle / pitch angle adjuster (RL / ZT) 2;
датчик угловых скоростей (ДУС), имеющий в своем составе датчик скорости тангажа 3;angular velocity sensor (TLS), incorporating a pitch velocity sensor 3;
вычислитель автопилота угла тангажа (ВАУТ) 4;pitch angle autopilot calculator (WAUT) 4;
вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ) 5;the modal control algorithm calculator (VAMU) 5;
сервопривод (СП), в состав которого входит гидравлический привод и селектор минимального сигнала 6;a servo drive (SP), which includes a hydraulic drive and a minimum signal selector 6;
блок балансировки (ББ) 7;balancing unit (BB) 7;
система воздушных сигналов СВС 8;system of air signals SHS 8;
датчик угла тангажа (ДУТ) 9.pitch angle sensor (FLS) 9.
На фигуре 2 представлена структурная схема САУ, где:The figure 2 presents the structural diagram of the self-propelled guns, where:
1 - ОПР - ограничитель предельных режимов;1 - ODA - limiter limit modes;
2 - РЛ/ЗД - ручка летчика / задатчик угла тангажа;2 - RL / ZD - pilot's handle / pitch angle adjuster;
3 - ДУС - датчик угловых скоростей (ωz);3 - TLS - angular velocity sensor (ω z );
4 - ВАУТ - вычислитель автопилота угла тангажа;4 - VAUT - calculator of autopilot pitch angle;
5 - ВАМУ - вычислитель алгоритма модального управления, в состав которого входят блоки:5 - VAMU - a modal control algorithm calculator, which includes blocks:
БФС - блок формирования сигнала управления ;BFS - control signal conditioning unit ;
БПФ - блок передаточной функции;FFT - transfer function block;
БН - блок невязки;BN - residual block;
БФСУ - блок формирования сигнала управления (u);BFSU - control signal conditioning unit (u);
6 - СП - сервопривод;6 - SP - servo drive;
7 - ББ - блок балансировки;7 - BB - balancing unit;
8 - СВС - система воздушных сигналов;8 - SHS - system of air signals;
9 - ДУТ - датчик угла тангажа;9 - FLS - pitch angle sensor;
ЛА - летательный аппарат;LA - aircraft;
xm - вектор состояния модели, Am-(n×n) и Bm-(n×1) - матрицы известных параметров желаемой модели, u(t) - управление, ny - нормальная перегрузка, q - скоростной напор, F1 - сигнал с ручки летчика, ωz - выходной сигнал с датчика угловой скорости тангажа ЛА, ωm - выходной сигнал с желаемой эталонной модели, ki - масштабные коэффициенты закона управления.x m is the state vector of the model, A m is (n × n) and B m is (n × 1) are the matrices of known parameters of the desired model, u (t) is the control, n y is the normal overload, q is the pressure head, F 1 — signal from the pilot’s handle, ω z — output signal from the aircraft pitch angle sensor, ω m — output signal from the desired reference model, k i —scale coefficients of the control law.
Система автоматизированного модального управления в продольном канале летательного аппарата содержит последовательно соединенные ручку пилота/задатчик тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, гидравлический привод и селектор минимального сигнала в составе сервопривода, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты летательного аппарата, датчик угла тангажа летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу вычислителя автопилота угла тангажа, ограничитель предельных режимов (ОПР), состоящий из последовательно соединенных задатчика максимального угла атаки, вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход которого подключен к входу сервопривода, датчик угловой скорости тангажа (ДУС) летательного аппарата, имеющий выход, подключенный к входу вычислителя автомата ограничения угла атаки, выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен ко второму входу селектора минимального сигнала, а также блок балансировки. Кроме того, для обеспечения заданного качества управления во всей области применения ЛА при изменении аэродинамических и массоинерционных характеристик угла тангажа введен вычислитель алгоритма модального управления, содержащий программный блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы , блок оптимальной по критерию Шомбера-Гертсена передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа (Δωz), к первому входу которого подключен сигнал с выхода датчика угловой скорости тангажа (ωz), ко второму входу - сигнал угловой скорости тангажа с выхода блока передаточной функции (ωzm), при этом сумма масштабированных астатического сигнала (Δωz/p) и сигнала невязки (Δωz) с выхода блока невязки поступает на вход сервопривода и на первый вход блока передаточной функции, второй вход которого соединен с выходом датчика ручки летчика (задатчиком угла тангажа), и блок, формирующий сигнал управления (u) по правилу:An automated modal control system in the longitudinal channel of the aircraft contains a serially connected pilot handle / pitch adjuster and a pitch angle autopilot calculator, a hydraulic drive and a minimum signal selector as part of the servo drive, the output signal of which determines the angle of deviation of the aircraft elevator, and the aircraft pitch angle sensor, having an output connected to the second input of the pitch angle autopilot calculator, limit mode limiter (OPR), consisting from a series-connected adjuster of the maximum angle of attack, the calculator of the automatic machine for limiting the angle of attack, the output of which is connected to the input of the servo drive, the sensor of angular pitch velocity (TLS) of the aircraft having an output connected to the input of the calculator of the automatic machine for limiting the angle of attack, the output of the calculator of the autopilot of the pitch angle is connected to the second input of the minimum signal selector, as well as the balancing unit. In addition, to ensure a given control quality in the entire field of application of the aircraft when changing the aerodynamic and mass inertia characteristics of the pitch angle, a modal control algorithm calculator is introduced, containing a program block for generating a signal of the averaged reduced lift coefficient , the block of the transfer function of the system that is optimal according to the Schomber-Gertsen criterion for the pitch angular velocity signal, the residual block in the pitch angular velocity (Δω z ), to the first input of which the signal from the pitch pitch sensor (ω z ) is connected, and the signal the angular velocity of the pitch from the output of the transfer function block (ω zm ), while the sum of the scaled astatic signal (Δω z / p) and the residual signal (Δω z ) from the output of the residual block goes to the input of the servo drive and to the first input of the transfer function block, the second input cat It is connected to the output of the pilot’s pen sensor (pitch angle adjuster), and the unit generating the control signal (u) according to the rule:
, ,
на основании данных об угловых скоростях тангажа, получаемых от датчика угловой скорости ЛА и из желаемой эталонной модели, параметры которой настраиваются программным блоком формированияв соответствии с критерием Шомбера-Гертсена в зависимости от величины скоростного напора от СВС.based on the data on the pitch angular velocities obtained from the aircraft's angular velocity sensor and from the desired reference model, the parameters of which are adjusted by the software generating unit in accordance with the Schomber-Gertsen criterion, depending on the magnitude of the pressure head from the SHS.
Предложенная система формирования управления линеаризует итоговую нелинейную модель объекта. Существенное преимущество предложенного подхода проявляется при управлении самолетом на больших углах атаки, когда характеристики ЛА существенно нелинейны. В итоге нет необходимости ввода в САУ дополнительных сигналов управления.The proposed control formation system linearizes the final nonlinear model of the object. A significant advantage of the proposed approach is manifested when controlling an aircraft at large angles of attack, when the characteristics of the aircraft are substantially non-linear. As a result, there is no need to enter additional control signals into the ACS.
ЛитератураLiterature
1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 101, рис. 3.9; 2. Красовский А.А. Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование. - М.: Наука, 1973. - 560 с. Стр. 179, рис. 5.2; 3. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с. 240. Стр. 192, рис. 14.2, стр. 194, рис. 14.4, стр. 198, рис. 14.7, стр. 201, рис. 14.9.1. Bodner V.A. Control systems for aircraft. - M.: Mechanical Engineering, 1973. - 506 p. Page 101, fig. 3.9; 2. Krasovsky A.A. Automatic flight control systems and their analytical design. - M .: Nauka, 1973. - 560 p. Page 179, fig. 5.2; 3. Mikhalev I.A., Okoyemov B.N., Chikulaev M.S. Automatic aircraft control systems. - M.: Mechanical Engineering, 1987. - p. 240. Page 192, fig. 14.2, p. 194, fig. 14.4, p. 198, fig. 14.7, p. 201, fig. 14.9.
2. Патент RU2434785 Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата, авторы Петунин В.И., Абдуллина Э.Ю., Ефанов В.Н. МПК В64С 13/18, опубл. 27.11.2011.2. Patent RU2434785 System for automatic control of pitch angle and limitation of the angle of attack of an aircraft, authors Petunin VI, Abdullina E.Yu., Efanov V.N. IPC V64C 13/18, publ. 11/27/2011.
3. Shomber Н., Gertsen W., - «Longitudinal Handing Qualities Griteria: an Evaluation AIAA Paptr, N65-780, 1965.3. Shomber N., Gertsen W., - “Longitudinal Handing Qualities Griteria: an Evaluation AIAA Paptr, N65-780, 1965.
Claims (7)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015149473A RU2644842C2 (en) | 2015-11-18 | 2015-11-18 | System of automated modal control in aircraft longitudinal axis |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015149473A RU2644842C2 (en) | 2015-11-18 | 2015-11-18 | System of automated modal control in aircraft longitudinal axis |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015149473A RU2015149473A (en) | 2017-05-19 |
RU2644842C2 true RU2644842C2 (en) | 2018-02-14 |
Family
ID=58715458
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015149473A RU2644842C2 (en) | 2015-11-18 | 2015-11-18 | System of automated modal control in aircraft longitudinal axis |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2644842C2 (en) |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2736400C1 (en) * | 2019-12-31 | 2020-11-16 | Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") | Manned aircraft control system with adaptive cross link |
CN114415706A (en) * | 2021-12-31 | 2022-04-29 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Large aircraft pitch angle maintaining control algorithm |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6915989B2 (en) * | 2002-05-01 | 2005-07-12 | The Boeing Company | Aircraft multi-axis modal suppression system |
RU2364548C2 (en) * | 2007-05-17 | 2009-08-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Aircraft control system |
US7693624B2 (en) * | 2003-06-20 | 2010-04-06 | Geneva Aerospace, Inc. | Vehicle control system including related methods and components |
RU2434785C1 (en) * | 2010-03-02 | 2011-11-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Aircraft pitch angle bank angular speed limiting automatic control system |
RU2482022C1 (en) * | 2011-11-14 | 2013-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Aircraft control system |
-
2015
- 2015-11-18 RU RU2015149473A patent/RU2644842C2/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6915989B2 (en) * | 2002-05-01 | 2005-07-12 | The Boeing Company | Aircraft multi-axis modal suppression system |
US7693624B2 (en) * | 2003-06-20 | 2010-04-06 | Geneva Aerospace, Inc. | Vehicle control system including related methods and components |
RU2364548C2 (en) * | 2007-05-17 | 2009-08-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Aircraft control system |
RU2434785C1 (en) * | 2010-03-02 | 2011-11-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Aircraft pitch angle bank angular speed limiting automatic control system |
RU2482022C1 (en) * | 2011-11-14 | 2013-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Aircraft control system |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2015149473A (en) | 2017-05-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN106707759B (en) | A kind of aircraft Herbst maneuver autopilot method | |
CN107844123A (en) | A kind of Nonlinear Flight device flight tracking control method | |
CN102707624A (en) | Design method of longitudinal controller region based on conventional aircraft model | |
CN104504294A (en) | Flight simulation original state compound genetic balancing method | |
Sudha et al. | Optimization for pid control parameters on pitch control of aircraft dynamics based on tuning methods | |
US10329013B2 (en) | Steady state differential roll moment control with automated differential lateral control | |
RU2644842C2 (en) | System of automated modal control in aircraft longitudinal axis | |
CN102692928B (en) | Controller region design method based on quaternion model of aircraft | |
CN102707616B (en) | Aircraft triangle model-based controller area design method | |
Oktay et al. | Dynamic Modeling and Simulation of Quadcopter for Several Flight Conditions | |
US5839697A (en) | Method and apparatus for turn coordination gain as a function of flap position | |
CN102707722B (en) | Omni-dimensional controller area designing method based on normal aircraft model | |
CN108398959A (en) | A kind of hypersonic glide vehicle depressed fast Guidance and control method | |
RU2394263C1 (en) | Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion | |
Campa et al. | Design of control laws for maneuvered formation flight | |
Tamkaya et al. | H∞-based model following method in autolanding systems | |
RU2387578C1 (en) | System for automatic control of highly-maneuverable aircraft flight | |
RU2701628C2 (en) | Automatic control of bank angle and limitation of bank angular speed of aircraft | |
RU2560958C1 (en) | Aircraft pitch angle and limiting parameters automatic control system | |
CN102707629A (en) | Design method of full-dimensional controller region based on aircraft switching model | |
CN113492971B (en) | Flying device, control method and control device thereof | |
RU2645589C2 (en) | Remote redundant system of automated modal control in longitudinal channel of maneuvered manned and unmanned aircrafts | |
RU2618652C1 (en) | Aircraft lateral movement automated modal control system | |
CN108828941A (en) | Separation control method based on parameter identification | |
CN101287647A (en) | Method and apparatus for improving main rotor yoke fatigue life |