RU2684961C1 - Способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета - Google Patents
Способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2684961C1 RU2684961C1 RU2018126574A RU2018126574A RU2684961C1 RU 2684961 C1 RU2684961 C1 RU 2684961C1 RU 2018126574 A RU2018126574 A RU 2018126574A RU 2018126574 A RU2018126574 A RU 2018126574A RU 2684961 C1 RU2684961 C1 RU 2684961C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wheels
- chassis
- control
- sections
- aircraft
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 22
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 19
- 238000013016 damping Methods 0.000 claims abstract description 9
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims description 78
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 30
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 30
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 14
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 13
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims description 12
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 claims description 6
- 230000005764 inhibitory process Effects 0.000 claims description 3
- 238000009987 spinning Methods 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 9
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 7
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 description 5
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 5
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 3
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 3
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 3
- 238000002788 crimping Methods 0.000 description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 2
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 2
- ZHCKPJGJQOPTLB-UHFFFAOYSA-N 1-methyl-4-imidazoleacetic acid Chemical compound CN1C=NC(CC(O)=O)=C1 ZHCKPJGJQOPTLB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 description 1
- 230000001186 cumulative effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000005662 electromechanics Effects 0.000 description 1
- 230000007274 generation of a signal involved in cell-cell signaling Effects 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface
- B64C25/66—Convertible alighting gear; Combinations of different kinds of ground or like engaging elements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Vehicle Body Suspensions (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета. Для осуществления способа передают управляющие сигналы с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом для формирования вспомогательного управляющего сигнала на привод секций интерцепторов, а также осуществляют дифференциальное управление тормозами колес определенным образом. Обеспечивается повышение безопасности движения самолета в условиях пробега, снижение нагрузки на носовые колеса и амортизационную стойку шасси. 7 ил.
Description
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов.
Из уровня техники известен способ управления продольным движением самолета на посадке, основанный на использовании управляющих сигналов, поступающих с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, в которой формируются основной управляющий сигнал на привод руля высоты и вспомогательный управляющий сигнал на привод секций интерцепторов, величина которых оказывает влияние на строгость автоматического управления самолетом и изменяется в зависимости от величины угла (εц) между вектором траекторной скорости самолета и направлением на программно имитируемую «цель», движущуюся по заданной траектории на заданном расстоянии от центра масс самолета, а также скоростью изменения упомянутого угла [Навигация и управление летательными аппаратами. / Под общей редакцией А.Г. Кузнецова / Труды МИЭА. Выпуск 6. Москва, 2013, сс. 2-16].
Известный способ имеет следующие недостатки:
1. Низкую эффективность управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления, сильных боковых возмущений, так как характеристики летчика определяют большой напряженностью по отношению к управлении на выравнивание на пробеге по взлетно-посадочной полосе и понижением качества управления самолетом на этапе после посадочного пробега в условиях значительных боковых возмущающих воздействий и ошибок управления.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является известный способ управления продольным движением самолета на посадке, основанный на использовании управляющих сигналов, поступающих с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, в которой формируются основной управляющий сигнал на привод руля высоты и вспомогательный управляющий сигнал на привод секций интерцепторов, величина которых оказывает влияние на строгость автоматического управления самолетом и изменяется в зависимости от величины угла (εц) между вектором траекторной скорости самолета и направлением на программно имитируемую «цель. (патент RU №2588173, заявка на изобретение №2015120723 от 02.06.2015, заявитель Акционерное общество Московский институт элетро-механики и автоматики, автор Гребенкин Александр Витальевич, опубликован 27.06. 2016 Бюл. №18).
Известный способ имеет следующие недостатки:
1. Не регулируется нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси сразу после касания носовых колес поверхности взлетно-посадочной полосы посредством воздействия вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета на управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси.
2. Не учет при формировании сигналов параметров бокового движения, указывающих на возможность выкатывания самолета за боковую кромку взлетно-посадочной полосы (малые возмущения в боковом движении), что значительно увеличивает дистанцию пробега: вплоть до выкатывания самолета в продольном направлении за торец взлетно-посадочной полосы.
3. Низкая эффективность управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления, сильных боковых возмущений, так как характеристики летчика определяют большой напряженностью по отношению к управлению на выравнивание самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосе и понижением качества управления самолетом на этапе после посадочного пробега в условиях значительных боковых возмущающих воздействий и ошибок управления.
Задачей заявляемого изобретения является устранения недостатков прототипа, разработка многорежимного дифференциального автоматического управления носовыми колесами, тормозами колес и секциями интерцепторов, путем воздействия вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета на управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси, а также на тормоза колес и секции интерцепторов.
Техническим результатом заявляемого способа является:
1. Разгрузка экипажа, при которой характеристика летчика определяет ослабление напряженности по отношению к управлению на выравнивание самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосе и повышение качества управления самолетом на этапе после посадочного пробега в условиях значительных боковых возмущающих воздействий и ошибок управления.
2. Повышение эффективности управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления и сильных боковых возмущений, за счет:
а) уменьшения боковой нагрузки Z на носовые колеса и переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз, за счет чего предотвращается боковой бросок и увод самолета с оси взлетно-посадочной полосы на пробеге самолета в условиях бокового ветра и отказа двигателя.
б) снижения нагрузки на переднюю амортизационную стойку шасси.
Технический результат достигается тем, что по сравнению с изобретением принятым за прототип, способом управления продольным движением самолета на посадке самолета, основанном на использовании управляющих сигналов, поступающих с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, в которой формируются вспомогательный управляющий сигнал на привод секций интерцепторов и, по меньшей мере, еще на один из элементов системы управления самолетом, величина которых оказывает влияние на строгость автоматического управления самолетом, в заявляемом изобретении способе формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, вначале, сразу после касания носовых колес передней амортизационной стойки шасси поверхности взлетно-посадочной полосы, формируют управляющий сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси на реле времени, которое срабатывает и отключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а затем, по истечении 1,5 сек., повторно срабатывает реле времени и подключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в штатный режим управления, при этом управляющий сигнал определяют упомянутой вычислительной системой автоматического управления полетом по величине суммарного ограничительного сигнала на руль направления через коэффициент Kш: 
,
после чего осуществляют упомянутое формирование вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, поступающих с упомянутых датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом путем воздействия на автоматическое дифференциальное управления тормозами колес и упомянутым приводом секций интерцепторов по признаку обжатия передней амортизационной стойки шасси при получении сигнала с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси в зависимости от скорости раскрутки, по крайней мере, одного тормозного колеса левой или правой амортизационных стоек шасси больше или равной 37 км/ч., причем упомянутое автоматическое дифференциальное управление тормозами колес левой и правой амортизационных стоек шасси осуществляют путем имитации обжатия, соответственно левой и правой педалей тормоза, при получении сигнала с соответствующего концевого выключателя обжатия левой амортизационной стойки шасси и правой амортизационной стойки шасси, где состояние 0 и 1 для левой и правой педали тормоза, при этом состояние 0 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза не обжаты и колеса полностью расторможены, а состояние 1 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза полностью обжаты и колеса полностью заторможены, причем торможение колес для левой и правой амортизационных стоек шасси выполняют путем линейного увеличения тормозного момента до максимальной величины за 2 сек. при полностью заторможенных колесах левой и правой амортизационных стоек шасси, а затем осуществляют линейное уменьшение тормозного момента до нуля за 1 сек. при полностью расторможенных колесах левой и правой амортизационных стоек шасси, при этом на пробеге контролируют степень заторможенности колес, для чего определяют фактическое состояние взлетно-посадочной полосы и величину посадочной дистанции, а также контролируют направление бокового смещения самолета относительно оси взлетно-посадочной полосы и угол отклонения носового колеса, причем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию имитации обжатия левой или правой педали тормоза, при этом вначале осуществляют по состоянию = 0 для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 сек., затем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию = 0 для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 сек., после чего осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию = 1 для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 сек., затем осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию = 1 для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 сек.
Такими существенными отличительными признаками, как «вначале, сразу после касания носовых колес передней амортизационной стойки шасси поверхности взлетно-посадочной полосы, формируется управляющий сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси на реле времени, которое срабатывает и отключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а затем, по истечении 1,5 сек., повторно срабатывает реле времени и подключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в штатный режим управления, при этом управляющий сигнал определяют упомянутой вычислительной системой автоматического управления полетом по величине суммарного ограничительного сигнала на руль направления через коэффициент Кш: 
достигается технический результат:
а) уменьшение боковой нагрузки Z на носовые колеса и переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз. Из фиг. 4 и фиг. 5… подтверждается графиками математического моделирования для самолета Ту-204СМ: снижение нагрузки на переднюю амортизационную стойку шасси,
б) кроме того предотвращается боковой бросок и увод самолета с оси взлетно-посадочной полосы на пробеге самолета в условиях бокового ветра и отказа двигателя.
Так при посадке на сухую взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,6) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=13,1 кН, а при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси Z=0,27 кН.
А при посадке на влажную взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,4) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на опору составляет Z=7,8 кН, при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=2,0 кН.
Такими существенными отличительными признаками, как, «после чего осуществляют упомянутое формирование вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, поступающих с упомянутых датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом путем воздействия на автоматическое дифференциальное управления тормозами колес и упомянутым приводом секций интерцепторов по признаку обжатия передней амортизационной стойки шасси при получении сигнала с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси в зависимости от скорости раскрутки, по крайней мере, одного тормозного колеса левой или правой амортизационных стоек шасси больше или равной 37 км/ч., причем упомянутое автоматическое дифференциальное управление тормозами колес левой и правой амортизационных стоек шасси осуществляют путем имитации обжатия, соответственно левой и правой педалей тормоза, при получении сигнала с соответствующего концевого выключателя обжатия левой амортизационной стойки шасси и правой амортизационной стойки шасси, где состояние 0 и 1 для левой и правой педали тормоза, при этом состояние 0 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза не обжаты и колеса полностью расторможены, а состояние 1 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза полностью обжаты и колеса полностью заторможены, причем торможение колес для левой и правой амортизационных стоек шасси выполняют путем линейного увеличения тормозного момента до максимальной величины за 2 сек. при полностью заторможенных колесах левой и правой амортизационных стоек шасси, а затем осуществляют линейное уменьшение тормозного момента до нуля за 1 сек. при полностью расторможенных колесах, при этом на пробеге контролируют степень заторможенности колес, для чего определяют фактическое состояние взлетно-посадочной полосы и величину посадочной дистанции, а также контролируют направление бокового смещения самолета относительно оси взлетно-посадочной полосы и угол отклонения носового колеса, причем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию имитации обжатия левой или правой педали тормоза, при этом вначале осуществляют по состоянию = 0 для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 сек., затем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию = 0 для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 сек., после чего осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию = 1 для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 сек., затем осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию = 1 для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 сек., достигается такой технический результат, как « разработка многорежимного адаптивного способа управления тормозами колес и приводом секций интерцепторов, который позволяет повысить эффективность управляющих воздействий на элементы системы управления самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосе в условиях низких коэффициентов сцепления, сильных боковых возмущений и разгрузить экипаж, при которой характеристика летчика определяет ослабление напряженности по отношению к управлению на выравнивание самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосы и повышает качество управления самолетом на этапе после посадочного пробега в условиях значительных боковых возмущающих воздействий и ошибок управления.
Система автоматического дифференциального управления полетом, реализующая способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, поясняется чертежами, на которых изображены.
Фиг. 1 Логика автоматического дифференциального управления тормозами колес левой и правой амортизационных стоек шасси и приводом секций интерцепторов.
Фиг. 2. Схема формирования управляющих сигналов.
Фиг. 3 Блок схема системы автоматического дифференциального управления.
Фиг. 4. Представлен график математического моделирования самолета Ту-204СМ при посадке на сухую взлетно-посадочную полосу (коэффициент сцепления Ms=0,6) без свободной ориентации колес передней стойки шасси, боковая нагрузка на которую составляет Z=13,1 кН.
Фиг. 5. Представлен график математического моделирования самолета Ту-204СМ при посадке на влажную взлетно-посадочную полосу (коэффициент сцепления Ms=0,4) без свободной ориентации колес передней стойки шасси, боковая нагрузка на которую составляет Z=7,8 кН
Фиг. 6. Представлен график математического моделирования самолета Ту-204СМ при посадке на сухую взлетно-посадочную полосу (коэффициент сцепления Ms=0,6) со свободной ориентацией колес передней стойки шасси, боковая нагрузка на которую составляет Z=0,27 кН.
Фиг. 7. Представлен график математического моделирования самолета Ту-204СМ при посадке на влажную взлетно-посадочную полосу (коэффициент сцепления Ms=0,4) со свободной ориентацией колес передней стойки шасси, боковая нагрузка на которую составляет Z=2,0 кН (фиг. 7).
Сущность изобретения способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета.
Система автоматического дифференциального управления полетом, реализующая способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, содержит вычислительную систему автоматического управления полетом 1 (фиг 2, 3), датчики системы измерения параметров полета, включающие: датчик угла отклонения руля направления 2(фиг 2, 3), датчик угла отклонения носового колеса 3 (фиг 2, 3), концевой выключатель обжатия передней амортизационной стойки шасси 4 (фиг. 2, 3), концевой выключатель обжатия левой амортизационной стойки шасси 5 (фиг. 2, 3), концевой выключатель обжатия правой амортизационной стойки шасси 6 (фиг. 2, 3), бортовой приемник сигнала курсового радиомаяка 7 (фиг 2, 3), курсовой радиомаяк 8 (фиг 2, 3) и реле времени 9 (фиг. 3). Автоматическая система управления полетом, реализующая заявленный способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, также содержит блок формирования вспомогательных управляющих сигналов 10 (фиг. 2, 3) на автоматическое дифференциальное управление тормозами колес и секциями интерцепторов, в котором реализуется прием и обработка входной информации с датчиков системы измерения параметров полета, а именно: с датчика угла отклонения руля направления 2(фиг 2, 3), датчика угла отклонения носового колеса 3(фиг 2, 3), с концевого выключателя обжатия левой амортизационной стойки шасси 5 (фиг. 2, 3) и концевого выключателя обжатия правой амортизационной стойки шасси 6 (фиг. 2, 3). Элементы конструкции самолета, взаимодействующие с автоматизированной системой управления полетом, реализуемой данный способ, содержат руль направления 11 (фиг. 1-3), носовые колеса 12 (фиг. 1-3) передней амортизационной стойки шасси, колеса 13 (фиг. 1-3), колеса 14 (фиг. 1-3) левой амортизационной стоки шасси и колеса 14 (фиг. 1-3) правой амортизационной стойки шасси, секции интерцепторов 15 (фиг. 1-3), расположенные на левом полукрыле 16 (фиг. 1, 2) и на правом полукрыле 17 (фиг. 1, 2) самолета. С концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси 4 (фиг. 2, 3), через вычислительную систему автоматического управления полетом 1 (фиг 2, 3) и счетчик времени 9 (фиг. 3) управляющие сигналы реализуются на переднюю амортизационную стойку шасси (на чертеже не показана.) и носовые колеса 12 (фиг. 1-3), путем формирования вспомогательных управляющих сигналов на автоматическое дифференциальное управления тормозами колес 13 (фиг. 1, 2) и 14 (фиг. 1, 2), а также секциями интерцепторов 15 (фиг. 1-3) для повышения эффективности управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления, сильных боковых возмущений. Автоматическое дифференциальное управление тормозами колес 13 (фиг. 1-3) левой амортизационной стоки шасси и колес 14 (фиг. 1-3) правой амортизационной стоки шасси (на чертеже не показана), осуществляют путем имитации обжатия, соответственно левой и правой педалей тормоза колес 13 (фиг. 1, 2) и 14 (фиг. 1, 2), при получении сигнала с соответствующего концевого выключателя обжатия левой амортизационной стойки шасси 5 (фиг. 2, 3) и концевого выключателя обжатия правой амортизационной стойки шасси 6 (фиг. 2, 3), в зависимости от скорости раскрутки больше или равна 37 км/ч. тормозных колес 13 (фиг. 1-3) левой амортизационной стоки шасси и тормозных колес 14 (фиг. 1-3) правой стойки шасси, где состояние 0 и 1 для левой и правой педали тормоза. При этом состояние 0 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза не обжаты и колеса 13 (фиг. 1-3) и колеса 14 (фиг. 1-3) полностью расторможены, а состояние 1 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза полностью обжаты и колеса 13 (фиг. 1-3) и колеса 14 (фиг. 1-3) полностью заторможены. Торможение колес колес 13 (фиг. 1-3) и колес 14 (фиг. 1-3) для левой и правой амортизационных стоек шасси (на чертеже не показаны), выполняют путем линейного увеличения тормозного момента до максимальной величины за 2 сек. при полностью заторможенных колесах 13 (фиг. 1-3) левой амортизационной стоки шасси и колес 14 (фиг. 1-3) правой амортизационных стоки шасси (на чертеже не показаны), а затем осуществляют линейное уменьшение тормозного момента до нуля за 1 сек. при полностью расторможенных колесах 13 (фиг. 1-3) и колесах 14 (фиг. 1-3) для левой и правой амортизационных стоек шасси (на чертеже не показаны). При этом на пробеге контролируют степень заторможенности колес 13 (фиг. 1-3) и 14 (фиг. 1-3) для левой и правой амортизационных стоек шасси, для чего определяют фактическое состояние взлетно-посадочной полосы и величину посадочной дистанции, а также контролируют направление бокового смещения самолета относительно оси взлетно-посадочной полосы и угол отклонения носового колеса 12 (фиг. 1-3). Формирование сигналов на привод секций интерцепторов 15 (фиг. 1-3) осуществляют по состоянию имитации обжатия левой или правой педали тормоза колес 13 (фиг. 1-3) и колес 14 (фиг. 1-3) левой и правой амортизационных стоек шасси, для чего вначале осуществляют по состоянию 
для левой педали тормоза, колеса 13 (1-3) левой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов 15 (фиг. 1-3) на левом полукрыле 16 (фиг. 2, 3). Причем полную уборку секций интерцепторов 15 (фиг. 1-3) выполняют за 1 сек., затем формирование сигналов на привод секций интерцепторов 15 (фиг. 1-3) осуществляют по состоянию 
для правой педали тормоза. Колеса 14 (фиг. 1-3) правой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов 15 (фиг. 1-3) на правом полукрыле 17 (фиг. 2). При этом полную уборку секций интерцепторов 15 (фиг. 1-3) выполняют за 1 сек., после чего осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов 15 (фиг. 1-3) по состоянию 
для левой педали тормоза, колеса 13 (фиг. 1-3) левой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 сек., затем осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию 
для правой педали тормоза, причем колеса 14 ( фиг. 1-3) правой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов 15 (фиг. 1, 2) на правом полукрыле 17 (фиг. 1, 2). Полный выпуск секций интерцепторов 15 (фиг. 1, 2) выполняют за 2 сек.
За счет автоматического дифференциального управления тормозами колес 13 (фиг. 1-3) левой амортизационной стоки шасси и колес 14 (фиг. 1-3) правой амортизационной стоки шасси достигается технический результат повышения эффективности управляющих воздействий на элементы системы управления самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосы в условиях низких коэффициентов сцепления, сильных боковых возмущений и разгрузить экипаж, при которой характеристика летчика определяет ослабление напряженности по отношению к управлении на выравнивание на пробеге по взлетно-посадочной полосы.
За счет таких операций способа, как «вначале, сразу после касания носовых колес передней амортизационной стойки шасси поверхности взлетно-посадочной полосы, формируется управляющий сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси на реле времени, которое срабатывает и отключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а затем, по истечении 1,5 сек., повторно срабатывает реле времени и подключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в штатный режим управления, при этом управляющий сигнал определяют упомянутой вычислительной системой автоматического управления полетом по величине суммарного ограничительного сигнала на руль направления через коэффициент Kш: 
обеспечивается технический результат:
а) уменьшение боковой нагрузки Z на носовые колеса и переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз. Из фиг. 4, фиг. 5 по графикам математического моделирования для самолета Ту-204СМ подтверждается снижение нагрузки на переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз;
б) предотвращается боковой бросок и увод самолета с оси взлетно-посадочной полосы на пробеге самолета в условиях бокового ветра и отказа двигателя.
Так при посадке на сухую взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,6) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=13,1 кН, при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка, на переднюю амортизационную стойку шасси Z=0,27 кН. А при посадке на влажную взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,4) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на опору составляет Z=7,8 кН, при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=2,0 кН Кроме того, свободная ориентация колес передней амортизационной стойки шасси позволяет получить дополнительный технический результат лучше удерживать самолет на оси взлетно-посадочной полосы на пробеге самолета и уменьшает боковой увод самолета с оси взлетно-посадочной полосы при боковом ветре и отказе двигателя.
Система автоматического управления полетом, реализующая заявленный способ работает следующим образом.
После касания носовых колес 12 передней амортизационной стойки шасси поверхности взлетно-посадочной полосы, формируется управляющий сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси 4 на реле времени 9, которое срабатывает и отключает управление поворотом носовых колес 12 передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса 12 передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а затем, по истечении 1,5 сек., повторно срабатывает реле времени 9 и подключает управление поворотом носовых колес 12 передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса 12 передней амортизационной стойки в штатный режим управления. Основной управляющий сигнал от летчика поступает на руль направления 11. Угол отклонения руля направления 11 регистрируется датчиком угла отклонения руля направления 2. По углу отклонения руля направления 11 посредством коэффициента Кш Пилот управляет рулем направления 11 и через Kш: 
углом отклонения носового колеса 12 формируется угол отклонения носового колеса 12, который регистрируется датчиком угла отклонения носового колеса 3. Сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси 4, установленного на штоке амортизатора передней стойки шасси (на чертеже не показана), поступают в блок выработки признаков обжатия бортового вычислителя 1 и осуществляют обжатие передней стойки шасси (на чертеже не показана). Сигнал от курсового радиомаяка 8 принимается бортовым приемником сигнала курсового радиомаяка 7 и передается в бортовой вычислитель 1. Кроме сигнала от бортового приемником сигнала курсового радиомаяка 7, бортовой вычислитель 1 принимает сигналы от датчика угла отклонения носового колеса 3 и концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси 4 передней амортизационной стойки шасси (на чертеже не показана). Автоматическое дифференциальное управление тормозами колес 13 левой амортизационной стоки шасси и колес 14 правой амортизационной стойки шасси и секциями интерцепторов 15 на пробеге к выполняется следующими операциями. По признаку обжатия передней амортизационной стойки шасси (на чертеже не показана), сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси 4 и скорости раскрутки по тормозных колес 13 левой амортизационной стоки шасси и колес 14 правой амортизационной стойки шасси больше или равна 37 км/ч формируется управляющий сигнал полного обжатия левой и правой педали тормоза, изменение и от 0, колеса 13 и 14 полностью расторможены, до 1, колеса 13 и 14 полностью заторможены, за 2 сек. В случае, если колеса 13 и 14 не раскрутились, то давление в тормоза должно быть подано сразу же после задержки в 1 сек после получения сигналов обжатия передней стойки шасси. В процессе пробега контролируется направление бокового смещения самолета относительно оси взлетно-посадочной полосы, направление (знак) и величина угла отклонения носового колеса 12. При достижении максимального угла отклонения носового колеса 12 вправо (3+), при условии, что носовое колесо 12 находится на ограничении максимального угла отклонения более 2 сек или имеет место смещение самолета от оси взлетно-посадочной полосы влево <-0,3°, формируется сигнал на растормаживание колес 13 левой стойки шасси, изменение коэффициента от 1 до 0 за 1 сек и сигнал на уборку секций интерцепторов 15 на левом полукрыле 16. При условии снятия носового колеса 12 с ограничения, т.е. выполнении условия <+ в течении 1 сек и уменьшении бокового смещения самолета от оси взлетно-посадочной полосы влево >-0,2°, формируется сигнал на повторное полное торможение колес 13 левой амортизационной стойки шасси, изменение коэффициента от 0 до 1 за 2 сек. и повторный выпуск секций интерцепторов 15 на левом полукрыле 16. При достижении максимального угла отклонения носового колеса 12 влево (£-), при условии, что носовое колесо 12 находится на ограничении максимального угла отклонения более 2 сек, по сигналу с датчика 3 или по сигналу с концевой выключатель обжатия правой амортизационной стойки шасси 6 имеет или имеет место смещение самолета от оси взлетно-посадочной полосы вправо (>+0,3°), в бортовом вычислителе 1 формируется сигнал на растормаживание колес 14 правой стойки шасси (изменение коэффициента от 1 до 0 за 1 сек) и сигнал на уборку секций интерцепторов 15 на правом полукрыле 17. При условии снятия носового колеса 12 с ограничения, т.е. выполнении условия 3- в течении 1 сек и уменьшении бокового смещения самолета от оси взлетно-посадочной полосы вправо (<0,2°), формируется сигнал на повторное полное торможение колес 14 правой амортизационной стойки шасси (изменение коэффициента от 0 до 1 за 2 сек) к повторный выпуск секций интерцепторов 15 на правом полукрыле 17. Повторного срабатывания сигнала на раздельное торможение колес 13 левой и колес 14 правой амортизационных стоек шасси и соответствующее раздельное управление секциями интерцепторов 15 не выполняется по причине возможного недопустимого увеличения длины пробега. Отключение логики формирования автоматических вспомогательных сигналов возможно на любом участке пробега путем нажатия летчиком педалей тормоза. В этом случае выполняется симметричное торможение колес и симметричный выпуск всех секций интерцепторов в режиме торможения.
Оценка возможности формирования вспомогательных сигналов автоматической системы штурвального управления на пробеге по сухой взлетно-посадочной полосы в условиях сильных боковых возмущений и изменении качества управляющих воздействий летчика. Исследование возможности формирования дополнительного вспомогательного управляющего сигнала АСШУ на педали тормоза колес 13 и 14 левой и правой амортизационных стоек шасси и секции интерцепторов 15 на пробеге по сухой взлетно-посадочной полосе в режиме штурвального управления переменной строгости было выполнено на примере посадки самолета типа Ту-204 СМ. В качестве дополнительных факторов, усложняющих условия полета, были введены боковой ветер и отказ критического двигателя на глиссаде. По летным характеристикам, установленным для самолета ТУ-204СМ посадочная дистанция с максимальной посадочной массой 88 т не должна быть больше 2080 м. Без использования логики автоматического дифференциального управления тормозами колес 13 и 14 левой и правой амортизационных стоек шасси секциями интерцепторов 15 на пробеге носовым колесом 12 и рулем направления 11, достигают максимального угла отклонения и находятся в этом положении практически до конца пробега. При этом боковое смещение от оси взлетно-посадочной полосы к концу пробега достигает величины Zg max=25,6 м при фактической посадочной дистанции Lпд=1531,2 м С использованием логики автоматического дифференциального управления тормозами колес основных опор шасси и секциями интерцепторов на пробеге Обеспечивается снятие носового колеса и руля направления с упора и устойчивое эффективное устранение бокового смещение от оси взлетно-посадочной полосы при максимальном смещении Zg max=-7,63 м. при фактической посадочной дистанции Lпд=1652,3 м., уменьшение боковой нагрузки Z на носовые колеса и переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз. Из фиг. 4 - фиг. 7 подтверждается графиками математического моделирования для самолета Ту-204СМ;
б) снижение нагрузки на переднюю амортизационную стойку шасси.
Так при посадке на сухую взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,6) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=13,1 кН (фиг. 4), а при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси Z=0,27 кН (фиг. 6). А при посадке на влажную взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,4) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на опору составляет Z=7,8 кН (фиг. 5), при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=2,0 кН (фиг. 7).
С использованием логики автоматического дифференциального управления тормозами колес 13 и 14 шасси и секциями интерцепторов 15 на пробеге обеспечивается снятие носового колеса 12 и руля направления 11 с упора и устойчивое эффективное устранение бокового смещение от оси взлетно-посадочной полосы при максимальном смещении Zg max=-7,63 м. при фактической посадочной дистанции Lпд=1652,3.
Предлагаемое техническое решение является новым, поскольку из общедоступных сведений не известен способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, основанный на разработке многорежимного дифференциального автоматического управления носовыми колесами, путем воздействия вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета на управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси, при которой переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а также путем формирования вспомогательных управляющих сигналов на автоматическое дифференциальное управления тормозами колес и секциями интерцепторов.
Предлагаемое техническое решение способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета имеет изобретательский уровень, поскольку из опубликованных научных данных и известных технических решений явным образом не следует, что заявленная последовательность операций способа формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, основанного на разработке многорежимного дифференциального автоматического управления носовыми колесами,, тормозами колес и секциями интерцепторов, путем воздействия вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета на управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси, а также на тормоза колес и секции интерцепторов.
Технико-экономическая эффективность предложенного способа, заключается в существенной разгрузке экипажа, при которой характеристика летчика определяет ослабление напряженности по отношению к управлению на выравнивание самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосе и повышении качества управления самолетом на этапе после посадочного пробега в условиях значительных боковых возмущающих воздействий и ошибок управления, а также в повышении эффективности управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления и сильных боковых возмущений, за счет:
а) уменьшения боковой нагрузки Z на носовые колеса и переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз. Из фиг. 4, фиг. 5 по графикам математического моделирования для самолета Ту-204СМ подтверждается снижение нагрузки на переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз, за счет того, что регулируется нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси сразу после касания носовых колес поверхности взлетно-посадочной полосы посредством воздействия вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета на управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси;
б) предотвращается боковой бросок и увод самолета с оси взлетно-посадочной полосы на пробеге самолета в условиях бокового ветра и отказа двигателя.
Claims (3)
- Способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, основанный на использовании управляющих сигналов, поступающих с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, в которой формируются вспомогательный управляющий сигнал на привод секций интерцепторов и по меньшей мере еще на один из элементов системы управления самолетом, величина которых оказывает влияние на строгость автоматического управления самолетом, отличающийся тем, что вначале, сразу после касания носовых колес передней амортизационной стойки шасси поверхности взлетно-посадочной полосы, формируют управляющий сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси на реле времени, которое срабатывает и отключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а затем, по истечении 1,5 с, повторно срабатывает реле времени и подключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в штатный режим управления, при этом управляющий сигнал определяют упомянутой вычислительной системой автоматического управления полетом по величине суммарного ограничительного сигнала на руль направления через коэффициент
- ,
- после чего осуществляют упомянутое формирование вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, поступающих с упомянутых датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, путем воздействия на автоматическое дифференциальное управления тормозами колес и упомянутым приводом секций интерцепторов по признаку обжатия передней амортизационной стойки шасси при получении сигнала с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси в зависимости от скорости раскрутки по крайней мере одного тормозного колеса левой или правой амортизационных стоек шасси больше или равной 37 км/ч, причем упомянутое автоматическое дифференциальное управление тормозами колес левой и правой амортизационных стоек шасси осуществляют путем имитации обжатия, соответственно левой и правой педалей тормоза, при получении сигнала с соответствующего концевого выключателя обжатия левой амортизационной стойки шасси и правой амортизационной стойки шасси, где состояние 0 и 1 - для левой и правой педалей тормоза, при этом состояние 0 - для левой и правой амортизационных стоек шасси педали тормоза не обжаты и колеса полностью расторможены, а состояние 1 - для левой и правой амортизационных стоек шасси педали тормоза полностью обжаты и колеса полностью заторможены, причем торможение колес для левой и правой амортизационных стоек шасси выполняют путем линейного увеличения тормозного момента до максимальной величины за 2 с при полностью заторможенных колесах левой и правой амортизационных стоек шасси, а затем осуществляют линейное уменьшение тормозного момента до нуля за 1 с при полностью расторможенных колесах, при этом на пробеге контролируют степень заторможенности колес, для чего определяют фактическое состояние взлетно-посадочной полосы и величину посадочной дистанции, а также контролируют направление бокового смещения самолета относительно оси взлетно-посадочной полосы и угол отклонения носового колеса, причем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию имитации обжатия левой или правой педалей тормоза, при этом вначале осуществляют по состояниюдля левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 с, затем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию
для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 с, после чего осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию
для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 с, затем осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию
для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 с.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018126574A RU2684961C1 (ru) | 2018-07-18 | 2018-07-18 | Способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018126574A RU2684961C1 (ru) | 2018-07-18 | 2018-07-18 | Способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2684961C1 true RU2684961C1 (ru) | 2019-04-16 |
Family
ID=66168258
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018126574A RU2684961C1 (ru) | 2018-07-18 | 2018-07-18 | Способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2684961C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2733666C1 (ru) * | 2019-10-18 | 2020-10-06 | Александр Витальевич Гребёнкин | Способ автоматического формирования вспомогательных сигналов на наземном участке движения самолета |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2070140C1 (ru) * | 1992-05-06 | 1996-12-10 | Акционерное общество открытого типа "Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина" | Система управления передней опорой шасси самолета |
| RU2403180C2 (ru) * | 2003-12-15 | 2010-11-10 | Стивен САЛЛИВАН | Способ и устройство для торможения и маневрирования |
| EP3115266A1 (en) * | 2015-07-08 | 2017-01-11 | Airbus Operations Limited | Braking control system for an aircraft |
| RU2015131643A (ru) * | 2014-07-18 | 2017-02-02 | Эрбас Оперейшнс Лимитед | Дифференциальное торможение колес опоры шасси самолета |
-
2018
- 2018-07-18 RU RU2018126574A patent/RU2684961C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2070140C1 (ru) * | 1992-05-06 | 1996-12-10 | Акционерное общество открытого типа "Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина" | Система управления передней опорой шасси самолета |
| RU2403180C2 (ru) * | 2003-12-15 | 2010-11-10 | Стивен САЛЛИВАН | Способ и устройство для торможения и маневрирования |
| RU2015131643A (ru) * | 2014-07-18 | 2017-02-02 | Эрбас Оперейшнс Лимитед | Дифференциальное торможение колес опоры шасси самолета |
| EP3115266A1 (en) * | 2015-07-08 | 2017-01-11 | Airbus Operations Limited | Braking control system for an aircraft |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2733666C1 (ru) * | 2019-10-18 | 2020-10-06 | Александр Витальевич Гребёнкин | Способ автоматического формирования вспомогательных сигналов на наземном участке движения самолета |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN100509557C (zh) | 用于改进飞行器在地面行驶时制动效率的方法和装置 | |
| RU2416549C2 (ru) | Способ разворота посредством тормозов на месте и на земле летательного аппарата и летательный аппарат | |
| EP2899079B1 (en) | Optimized real-time antiskid control initialization for travel surfaces as a function of wheel spinup | |
| CN103612750A (zh) | 一种飞机防滑刹车控制方法 | |
| RU2684961C1 (ru) | Способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета | |
| US9272770B2 (en) | Method and apparatus for improved lateral control of an aircraft on the ground during takeoff | |
| DE602005006451D1 (de) | Modenunterdrückung in einem Flugzeug | |
| CN105253299A (zh) | 一种适用于起落架特征频率的防滑刹车控制方法 | |
| CN104843175A (zh) | 一种采用差动刹车控制飞机极限转弯的方法 | |
| JP2009528202A (ja) | 航空機の操縦翼用電気制御システム | |
| EP2516267B1 (de) | Steuervorrichtung für flugzeuge | |
| CN107618655B (zh) | 使用自动俯仰控制来改进制动性能 | |
| BR112013008383A2 (pt) | sistema de direção de roda de nariz de controle de ganho variável | |
| EP3894288B1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur durchführung einer autonomen bremsung bei einem einspurigen kraftfahrzeug | |
| CN102556339A (zh) | 一种管理飞机在地面上运动的方法 | |
| Rankin et al. | Bifurcation and stability analysis of aircraft turning on the ground | |
| Panáček et al. | Impact of usable coefficient of adhesion between tyre and road surface by modern vehicle on its dynamics while driving and braking in the curve | |
| RU2667411C1 (ru) | Способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета | |
| DE102013020558A1 (de) | Verfahren zur Fahrwerksregelung und Fahrwerksregelsystem | |
| DE112019005834T5 (de) | Fahrzeugbewegungszustand-schätzvorrichtung, fahrzeugbewegungszustand-schätzverfahren und fahrzeug | |
| US8880315B2 (en) | Method of managing the braking of an aircraft to limit its pitch | |
| US4580744A (en) | Method and apparatus for controlling braking of an aircraft during landing once the main landing gear has made contact with a runway and before the nose landing gear has made contact | |
| CN105083542B (zh) | 一种采用差动刹车控制飞机最小半径极限转弯的方法 | |
| Stubbs et al. | Review of antiskid and brake dynamics research | |
| RU2733666C1 (ru) | Способ автоматического формирования вспомогательных сигналов на наземном участке движения самолета |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200719 |