RU2645589C2 - Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов - Google Patents

Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов Download PDF

Info

Publication number
RU2645589C2
RU2645589C2 RU2015149470A RU2015149470A RU2645589C2 RU 2645589 C2 RU2645589 C2 RU 2645589C2 RU 2015149470 A RU2015149470 A RU 2015149470A RU 2015149470 A RU2015149470 A RU 2015149470A RU 2645589 C2 RU2645589 C2 RU 2645589C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
angle
signal
pitch
attack
input
Prior art date
Application number
RU2015149470A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015149470A (ru
Inventor
Денис Александрович Михайлин
Владимир Леонидович Похваленский
Григорий Михайлович Синевич
Original Assignee
Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"
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 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" filed Critical Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"
Priority to RU2015149470A priority Critical patent/RU2645589C2/ru
Publication of RU2015149470A publication Critical patent/RU2015149470A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2645589C2 publication Critical patent/RU2645589C2/ru

Links

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)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов содержит ручку пилота/задатчик тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, датчик угла тангажа, ограничитель предельных режимов, датчик угловой скорости тангажа, блок балансировки, вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), систему воздушных сигналов, датчик линейных ускорений, идентификатор угла атаки, соединенные определенным образом. Сервопривод содержит гидропривод и селектор минимального сигнала. Ограничитель предельных режимов содержит задатчик максимального угла атаки и вычислитель автомата ограничения угла атаки. ВАМУ содержит блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы, программный блок передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа, блок формирования сигнала управления. Обеспечивается повышение безопасности полета путем улучшения характеристик управления. 2 ил.

Description

Изобретение относится к системам автоматического управления летательными аппаратами (ЛА), как пилотируемыми, так и беспилотными.
Известны устройство и метод для измерения воздушной скорости и угла атаки (US 5299455, 73/180, 05.04.94). Представленное устройство для измерения воздушной скорости и угла атаки установлено на выносной штанге в носовой части ЛА. В качестве преобразователей используются анемометрические датчики, размещенные на крестообразных цилиндрах. Сопротивление датчиков зависит от степени их обдува. На относительно небольших скоростях 500 км/ч изменение сопротивления датчиков пропорционально скорости обдува (скорости ЛА). На больших скоростях начинается аэродинамический нагрев поверхностей, где размещены датчики, и зависимость между скоростью и сопротивлением датчиков меняется. Кроме того, при скольжении ЛА меняется вектор скорости и, соответственно, сопротивление датчиков, что делает метод ограниченно пригодным, особенно на режимах сваливания и штопора.
Известен автомат определения и индикации углов атаки и перегрузок АУАСП-Р, включающий в себя датчик углов атаки, выход которого соединен с первым входом следящей системы, второй вход которого соединен с элементом отработки (потенциометром обратной связи) индикатора углов атаки, а выход с двигателем-редуктором, расположенным также в индикаторе.
Это устройство обеспечивает экипаж информацией о текущем значении угла атаки с момента включения автомата.
Однако здесь имеются существенные недостатки, заключающиеся в следующем.
1. Любой отказ в цепи вычисления угла атаки приводит или к потере информации о текущих значениях угла атаки, или к выдаче недостаточной информации без какой-либо сигнализации об этом экипажу.
2. Информация, предоставляемая экипажу, недостоверна из-за неучета влияния на местные потоки, в которых устанавливается чувствительный элемент датчика углов атаки, других параметров полета, среди которых основное влияние оказывает угол скольжения самолета.
Известно также устройство определения индикации и сигнализации углов атаки и перегрузок УДУА-6, содержащее два датчика угла атаки, которые для последующей компенсации влияния угла скольжения на местный угол атаки, устанавливаются на противоположных бортах (левом и правом) самолета, усредняющее устройство, вычислитель истинного угла атаки и блок контроля, причем выход левого датчика угла атаки одновременно подключен к первым входам блока контроля и усредняющего устройства, выход правого датчика угла атаки одновременно подключен к вторым входам блока контроля и усредняющего устройства, выход усредняющего устройства подключен к входу вычислителя истинного угла атаки, а с выходов вычислителя истинного угла атаки и блока контроля информация (истинный угол атаки и сигнализация исправности канала формирования угла атаки соответственно) выдается соответствующему потребителю (для целей индикации, сигнализации, САУ и т.д.).
Данное устройство формирует сигнал истинного угла атаки по следующей зависимости:
Figure 00000001
- среднее значение местного угла атаки.
Kα коэффициент перехода от местных углов атаки к истинным; αo истинный угол атаки при нулевом значении местного угла атаки; αмест.лев, αмест.прав сигналы местного угла атаки, снимаемые с левого и правого датчиков соответственно.
Сигнал исправности канала угла атаки формируется в блоке контроля и выдается в случае превышения абсолютной разности значений левого и правого углов атаки определенной, заранее заданной и уточненной по результатам летных испытаний величины.
Данное устройство свободно от второго недостатка, отмеченного для аналога, однако в нем продолжает присутствовать первый, что существенно снижает безопасность пилотирования.
Известны способы формирования резервированных систем автоматического управления [1].
Для реализации известных способов резервирования применяют двухкратное резервирование датчика угла атаки в четырехкратно резервированной системе дистанционного управления. Датчики располагаются на правом и левом бортах. При выполнении интенсивных маневров либо один, либо другой датчик находятся в затенении.
Недостатком использования существующего метода является тот факт, что для определения неисправного источника информации необходимо иметь, как минимум, три источника информации. В связи с этим крайне актуальной становится задача косвенного определения координат ЛА для повышения надежности работы систем дистанционного управления (СДУ).
Известен способ измерения угла атаки путем размещения на обтекателе приемников воздушного давления в количестве трех штук, но для этого требуется точно задавать модель обтекания. Наличие несовпадения расчетной модели обтекания с реальным физическим процессом приводит к ухудшению точности измерения углов атаки и существенно ограничивает диапазон измерений [2].
Известно устройство для определения угла атаки самолета по патенту [3], содержащее последовательно соединенные первый датчик угла атаки и первый блок формирования истинного значения угла атаки, второй датчик угла атаки, усредняющее устройство и блок контроля, отличающееся тем, что с целью повышения безопасности полета путем резервирования и контроля датчиков угла атаки, в него дополнительно введены второй блок формирования истинного значения угла атаки, вход которого соединен с выходом второго датчика угла атаки, блок коммутации, первый, второй и третий выходы которого соединены с первым, вторым и третьим входами усредняющего устройства, выход которого является выходом устройства для определения угла атаки, последовательно соединенные датчик веса, масштабный усилитель, первый блок деления, блок умножения, первый сумматор и второй блок деления, выходы первого и второго блоков формирования сигналов истинного значения угла атаки и второго блока деления соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами блока контроля и блока коммутации, четвертый вход блока контроля соединен с выходом усредняющего устройства, первый, второй, третий и четвертый выходы блока контроля соединены с четвертым, пятым, шестым и седьмым входами блока коммутации, датчик скоростного напора, выход которого соединен с вторым входом первого блока деления, и датчик нормальной перегрузки, выход которого соединен с вторым входом блока умножения, последовательно соединенные задатчик начальных значений коэффициента подъемной силы, второй сумматор и первый коммутатор, выход которого соединен с вторым инверсным входом первого сумматора, третий сумматор, выход которого соединен с вторым входом первого коммутатора, а первый вход с вторым выходом задатчика начальных значений коэффициента подъемной силы, датчик текущего положения закрылков, выход которого соединен с вторыми входами второго и третьего сумматоров соответственно, и датчик состояния шасси, выход которого соединен с управляющим входом первого коммутатора, второй коммутатор, выход которого соединен с вторым входом второго блока деления, четвертый сумматор и компаратор, задатчик начального значения крутизны наклона характеристики подъемной силы в функции угла атаки, выход которого соединен соответственно с первыми входами второго коммутатора и четвертого сумматора, датчик числа Маха, выход которого соединен соответственно с вторым входом четвертого сумматора, выход которого соединен с вторым входом второго коммутатора, и первым входом компаратора, выход которого соединен с управляющим входом второго коммутатора, задатчик порогового значения числа Маха, выход которого соединен с третьим инверсным входом четвертого сумматора и вторым входом компаратора соответственно.
Недостатком этого устройства является то, что метод определения угла атаки с достаточной степенью точности подходит для целей систем предупреждения, применяемых на неманевренных тяжелых самолетах.
Для реализации известных способов управления ЛА могут применяться 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 [4].
Технический результат от прилагаемого изобретения заключается в повышении безопасности полета путем улучшения характеристик управления ЛА с помощью построения алгоритма синтеза управления ЛА и решения задачи резервирования и контроля датчика угла атаки.
Технический результат достигается, во-первых, построением желаемой модели движения ЛА в продольной плоскости на основании критерия Шомбера-Гертсена, который подразумевает разделение на два типа управления самолетом на тангажное и перегрузочное, за границу принято значение
Figure 00000002
ед.g/рад (
Figure 00000003
- частная производная нормальной перегрузки по углу атаки) [5].
Для получения процессов в контуре управления близких к апериодическим на основании критерия Шомбера-Гертсена можно сформировать требования к желаемым значениям параметров объекта
Figure 00000004
и
Figure 00000005
(
Figure 00000004
- производная приведенной к произведению массы ЛА на скорость установившегося полета аэродинамической подъемной силы крыла по углу атаки,
Figure 00000005
- производная приведенного к моменту инерции относительно связанной оси Oz момента тангажа по углу атаки). При
Figure 00000006
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
Figure 00000006
может меняться на ±30%, важно, чтобы это соотношение не выходило за область, удовлетворяющую критерию. На основании этого соотношения формируются линейные дифференциальные уравнения желаемой системы. Во-вторых, косвенная оценка угла атаки может быть определена благодаря наличию информации о величине
Figure 00000004
и данных о воздушной скорости, которая может быть измерена современными системами воздушных сигналов (СВС) с точностью до 10%.
Задача определения оценки истинного угла атаки становится актуальной особенно в тех случаях, когда необходимо обеспечивать работу ограничителя предельных режимов (ОПР), учитывающего в своем алгоритме ограничение по углу атаки, и обеспечить управление механизацией крыла (носки, переднее горизонтальное оперение).
Для обеспечения заявленного технического результата необходимо решить задачу резервирования датчика угла атаки в модальной системе с астатическим законом управления по невязке.
Пусть с помощью модального управления и астатического закона управления по невязке ЛА приобрел свойства желаемой линейной модели. В этом случае приращение вертикальной перегрузки линейно связано с приращением угла атаки:
Figure 00000007
где: ny - нормальная перегрузка;
α - угол атаки;
Figure 00000008
- нормальная перегрузка в зависимости от угла атаки.
В свою очередь
Figure 00000009
где: V - воздушная скорость;
q - скоростной напор;
Figure 00000010
- производная приведенной к произведению массы ЛА на скорость установившегося полета аэродинамической подъемной силы крыла по углу атаки (коэффициент подъемной силы).
Таким образом, измеряя перегрузки ЛА, а также получая данные о текущей величине воздушной скорости из системы воздушных сигналов, можно оценить величину угла атаки:
Figure 00000011
На фигуре 1 представлена структурная схема дистанционной резервированной системы автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов (ДРСАМУ):
ограничитель предельных режимов (ОПР) 1, состоящий из задатчика максимального угла атаки, вычислителя автомата ограничения угла атаки и
ручка летчика / задатчик тангажа (РЛ/ЗТ) 2;
датчик угловых скоростей (ДУС), имеющий в своем составе датчик угловой скорости тангажа 3;
датчик линейных ускорений (ДЛУ) 4;
вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ) 5;
сервопривод, включающий гидравлический привод и селектор минимального сигнала 6;
блок балансировки 7;
система воздушных сигналов СВС 8;
идентификатор угла атаки (ИУА) 9;
вычислитель автопилота угла тангажа (ВАУТ) 10;
датчик угла тангажа (ДУТ) 11.
На фигуре 2 представлена функциональная схема ДРСАМУ, где:
1 - ОПР - ограничитель предельных режимов;
2 - ручка летчика / задатчик тангажа;
3 - ДУС - датчик угловых скоростей (ωz);
4 - ДЛУ - датчик линейных ускорений;
5 - ВАМУ - вычислитель алгоритма модального управления, в состав которого входят блоки:
БФС - блок формирования сигнала управления
Figure 00000012
;
БПФ - блок передаточной функции;
БН - блок невязки;
БФСУ - блок формирования сигнала управления (u);
6 - СП - сервопривод;
7 - ББ - блок балансировки;
8 - СВС - система воздушных сигналов;
9 - ИУА - идентификатор угла атаки;
10 - ВАУТ - вычислитель автопилота угла тангажа;
11 - ДУТ - датчик угла тангажа;
ЛА - летательный аппарат;
xm - вектор состояния модели, Am - (n×n) и Bm - (n×1) - матрицы известных параметров желаемой модели, ny - нормальная перегрузка, q - скоростной напор, F1 - сигнал с ручки летчика/задатчика тангажа, ωz - выходной сигнал с датчика угловой скорости тангажа ЛА, ωzm - выходной сигнал с желаемой эталонной модели, ki - масштабные коэффициенты закона управления, V - воздушная скорость, ЛА - летательный аппарат, α - угол атаки, u - сигнал управление, реализованный по правилу:
Figure 00000013
где: Fl - сигнал с ручки пилота,
ki - масштабные коэффициенты закона управления,
ωz - выходной сигнал датчика угловой скорости тангажа ЛА,
ωzm - выходной сигнал с желаемой эталонной модели,
ny - нормальная перегрузка.
Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов (ДРСАМУ), содержащая 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. В состав ДРСАМУ включен вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), содержащий блок, формирующий сигнал управления на основании данных об угловых скоростях тангажа, получаемые от датчика угловой скорости ЛА и из желаемой эталонной модели, параметры которой настраиваются программным блоком формирования
Figure 00000014
в соответствии с критерием Шомбера-Гертсена в зависимости от величины скоростного напора от СВС.
С целью обеспечения заданного качества управления во всей области применения ЛА при изменении аэродинамических и массо-инерционных характеристик в ВАМУ включен блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы
Figure 00000015
в зависимости от условий полета по высоте и скорости полета, программный блок оптимальной по критерию Шомбера-Гертсена передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки (Δωz), на первый вход которого подключен сигнал с выхода датчика угловой скорости тангажа (ωz), на второй вход - сигнал угловой скорости тангажа с выхода блока передаточной функции (ωzm), сумма масштабированных астатического сигнала (Δωz/p) и сигнала невязки (Δωz) с выхода блока невязки поступает на вход сервопривода стабилизатора, а также на первый вход блока передаточной функции, второй вход которого соединен с выходом датчика ручки летчика. Кроме того, в систему управления дополнительно введен последовательно соединенный идентификатор угла атаки, на первый вход которого подается сигнал СВС по сигналу воздушной скорости (V), на второй - сигнал ДЛУ по нормальной перегрузке, а третий вход соединен с выходом блока формирования
Figure 00000016
, при этом значение угла атаки дополнительно может определяться по правилу:
Figure 00000017
Литература
1. Оболенский Ю.Г. Управление полетом маневренных самолетов. Москва. Филиал Воениздат, 2007 г., с. 399.
2. К.С. Жуков. Реализация аэродинамического измерителя углов атаки и скольжения для беспилотного летательного аппарата. // ISSN 2305-5626. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана: электронное издание. 2013.
3. Патент RU 2041136. Устройство для определения угла атаки самолета. Андрианов А.П., Балагуров С.Ф. и др. МПК В64С 13/18, опубл. 09.08.1995.
4. 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.
5. Shomber Н., Gertsen W. «Longitudinal Handing Qualities Griteria: an Evaluation» AIAA Paptr, N65-780, 1965 y.

Claims (13)

  1. Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления (ДРСАМУ)) в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов (ЛА), содержащая 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, отличается тем, что дополнительно введен вычислитель алгоритма модального управления (ВАМУ), содержащий блок формирования сигнала усредненного приведенного коэффициента подъемной силы
    Figure 00000018
    , программный блок оптимальной по критерию Шомбера-Гертсена передаточной функции системы по сигналу угловой скорости тангажа, блок невязки по угловой скорости тангажа (Δωz), на первый вход которого поступает сигнал с выхода датчика угловой скорости тангажа (ωz), на второй вход - 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/задатчика тангажа, кроме того, в ВАМУ входит блок формирования сигнала управления (u) по правилу:
  2. Figure 00000019
  3. где Fl - сигнал с ручки пилота,
  4. ki - масштабные коэффициенты закона управления,
  5. ωz - выходной сигнал датчика угловая скорость тангажа ЛА,
  6. ωzm - выходной сигнал с желаемой эталонной модели,
  7. ny - нормальная перегрузка, идентификатор угла атаки (ИУА), на первый вход которого подается сигнал воздушной скорости (V) от системы воздушных сигналов (СВС), на второй - сигнал с датчика линейных ускорений (ДЛУ) по нормальной перегрузке, а третий вход соединен с выходом блока формирования
    Figure 00000020
    , при этом значение угла атаки дополнительно определяется по правилу:
  8. Figure 00000021
  9. где α - угол атаки;
  10. ny - нормальная перегрузка;
  11. V - воздушная скорость;
  12. q - скоростной напор;
  13. Figure 00000022
    - коэффициента подъемной силы.
RU2015149470A 2015-11-18 2015-11-18 Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов RU2645589C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015149470A RU2645589C2 (ru) 2015-11-18 2015-11-18 Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015149470A RU2645589C2 (ru) 2015-11-18 2015-11-18 Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015149470A RU2015149470A (ru) 2017-05-24
RU2645589C2 true RU2645589C2 (ru) 2018-02-21

Family

ID=58877854

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015149470A RU2645589C2 (ru) 2015-11-18 2015-11-18 Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2645589C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2768310C1 (ru) * 2021-07-07 2022-03-23 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Система управления летательного аппарата в канале курса

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113093774B (zh) * 2019-12-23 2023-07-14 海鹰航空通用装备有限责任公司 无人机滑跑控制方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (ru) * 2007-05-17 2009-08-20 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Система управления летательным аппаратом
US7693624B2 (en) * 2003-06-20 2010-04-06 Geneva Aerospace, Inc. Vehicle control system including related methods and components
RU2472672C1 (ru) * 2011-06-23 2013-01-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Самолет с системой дистанционного управления
RU2482022C1 (ru) * 2011-11-14 2013-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Система управления самолётом

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (ru) * 2007-05-17 2009-08-20 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Система управления летательным аппаратом
RU2472672C1 (ru) * 2011-06-23 2013-01-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Самолет с системой дистанционного управления
RU2482022C1 (ru) * 2011-11-14 2013-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Система управления самолётом

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2768310C1 (ru) * 2021-07-07 2022-03-23 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Система управления летательного аппарата в канале курса

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015149470A (ru) 2017-05-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10006928B1 (en) Airspeed determination for aircraft
US9731814B2 (en) Alternative method to determine the air mass state of an aircraft and to validate and augment the primary method
US4924401A (en) Aircraft ground collision avoidance and autorecovery systems device
US9428279B2 (en) Systems and methods for airspeed estimation using actuation signals
EP3415922B1 (en) System and method for estimating airspeed of an aircraft based on a weather buffer model
US10261518B2 (en) Method and apparatus for protecting aircraft maximum lift capability
US9285387B2 (en) In-flight pitot-static calibration
US20120053916A1 (en) System and method for determining flight performance parameters
US8219266B2 (en) Method and device for reducing on an aircraft lateral effects of a turbulence
US10006801B2 (en) Aircraft weight estimation
EP2500792B1 (en) Variable maximum commandable roll rate for directional control of an aircraft during engine-out rolling maneuver
RU2645589C2 (ru) Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов
US8265802B2 (en) Method and device for determining the dynamic stability margin of an aircraft
US4586140A (en) Aircraft liftmeter
Romanenko et al. Aircraft longitudinal control without a pitch command in the autopilot
RU2373111C1 (ru) Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета
Polivanov et al. Comparison of a quadcopter and an airplane as a means of measuring atmospheric parameters
Jackson et al. Experience with sensed and derived angle of attack estimation systems in a general aviation airplane
Siu et al. Flight test results of an angle of attack and angle of sideslip calibration method using Output-Error optimization
Lie Synthetic air data estimation: a case study of model-aided estimation
RU2042170C1 (ru) Система управления боковым движением беспилотного малоразмерного летательного аппарата
RU2439584C1 (ru) Бортовая система информационной поддержки экипажа вертолета
Lie Synthetic Air Data Estimation
RU2615028C1 (ru) Способ формирования сигнала стабилизации продольного углового движения беспилотного летательного аппарата
Anton et al. Experimental Methods for UAV Aerodynamic and Propulsion Performance Assessment