RU2703378C1 - Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга - Google Patents

Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга Download PDF

Info

Publication number
RU2703378C1
RU2703378C1 RU2018142628A RU2018142628A RU2703378C1 RU 2703378 C1 RU2703378 C1 RU 2703378C1 RU 2018142628 A RU2018142628 A RU 2018142628A RU 2018142628 A RU2018142628 A RU 2018142628A RU 2703378 C1 RU2703378 C1 RU 2703378C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
adder
height
aircraft
Prior art date
Application number
RU2018142628A
Other languages
English (en)
Inventor
Юрий Николаевич Архипкин
Егор Александрович Евдокимчик
Владимир Борисович Кабаков
Евгений Васильевич Казаков
Евгений Николаевич Кисин
Игорь Александрович Любжин
Юрий Геннадьевич Оболенский
Сергей Владимирович Орлов
Сергей Романович Юдис
Original Assignee
Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ")
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 "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") filed Critical Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ")
Priority to RU2018142628A priority Critical patent/RU2703378C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2703378C1 publication Critical patent/RU2703378C1/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
    • B64C13/18—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors using automatic pilot
    • 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
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F13/00—Interconnection of, or transfer of information or other signals between, memories, input/output devices or central processing units
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга содержит навигационно-измерительный комплекс, два масштабных блока, пять сумматоров, два нелинейных блока, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления, рулевой привод, руль высоты, два ключа, задатчик высоты круга, датчик скорости полета самолета, блок логики, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение безопасности пилотирования за счет ликвидации отклонений по высоте ниже заданной высоты круга, улучшение динамических характеристик. 4 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системе автоматического управления самолетом в продольной плоскости при снижении в режиме «возврат» на аэродром на этапе стабилизации высоты круга.
Логика автоматического управления самолетом при выполнении режима «возврат» заключается в обеспечении вначале снижения по прямо-линейной траектории с углом наклона 6° к плоскости горизонта, последующего перевода в режим стабилизации постоянной высоты (т.н. высоты круга, номинальное значение которой составляет 600 м) и заключительного снижения в режиме захода на посадку по посадочной глиссаде с углом наклона 2°40' к плоскости горизонта (фиг. 1).
К процессу перехода с прямолинейной траектории снижения с углом наклона 6° к плоскости горизонта на заданную высоту круга предъявляются жесткие требования - летчиками по условиям безопасности пилотирования не допускаются отклонения по высоте («провалы») ниже высоты круга.
Известна система автоматической стабилизации заданной высоты полета самолета, использующая в своей работе сигналы угловой скорости тангажа, линейного отклонения и скорости линейного отклонения от заданной высоты (Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Павлина И.Г., Чикулаев М.С., Киселев Ю.Ф. Системы автоматического и директорного управления самолетом. М., Машиностроение, 1974, 232 с, рис. 2.4, с. 40). Отсутствие сигнала перегрузки в законах управления в этой системе снижает точность стабилизации высоты при ветровых возмущениях.
Другой известной системе автоматической стабилизации заданной высоты полета самолета, использующей в своей работе сигналы угловой скорости тангажа, линейного отклонения от заданной траектории и угла тангажа (Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Павлина И.Г., Чикулаев М.С., Киселев Ю.Ф. Системы автоматического и директорного управления самолетом. М., Машиностроение, 1974, 232 с, рис. 2.5а, с. 44), присущ тот же недостаток - заниженные характеристики ветроустойчивости (Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматической посадки. М., Машиностроение, 1975, 216 с, с. 99).
Наиболее близкой к заявляемой системе (прототипом) является система автоматического управления (САУ) самолетом при снижении, представленная в патенте RU 2542686. Данная САУ обеспечивает высокие динамические и статические характеристики процессов стабилизации на прямолинейной траектории снижения с углом наклона 6° к плоскости горизонта. Однако при переходе в режим стабилизации высоты круга системе управления, как будет показано ниже, свойственны существенные отклонения по высоте ниже заданной высоты круга. Такие «провалы» по высоте недопустимы, т.к. с точки зрения летчиков это может свидетельствовать об отказе системы управления. Кроме того, динамические характеристики процессов выхода на высоту круга оставляют желать лучшего с точки зрения перерегулирования, быстродействия и максимальных величин действующих перегрузок.
Целью изобретения является ликвидация отклонений по высоте ниже заданной высоты круга, повышение безопасности пилотирования самолетом, улучшение динамических характеристик системы автоматического управления.
Технический результат достигается тем, что система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга содержит навигационно-измерительный комплекс, на первом выходе которого сформирован сигнал линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал вертикальной скорости самолета, первый и второй масштабные блоки, первый сумматор, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходам первого и второго масштабных блоков, рулевой привод, руль высоты самолета, соединенный с выходом рулевого привода, первый и второй нелинейные блоки, второй, третий и четвертый сумматоры, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), а навигационно-измерительный комплекс снабжен третьим выходом, на котором формируется сигнал текущей высоты полета самолета, при этом первый и второй входы первого нелинейного блока подключены соответственно к первому и третьему выходам навигационно-измерительного комплекса, второй выход которого соединен с первыми входами второго и четвертого сумматоров, выход первого нелинейного блока подключен к входам второго нелинейного блока и к первому входу третьего сумматора, второй инвертирующий вход которого соединен с выходом интегратора, а выход - со вторым входом второго сумматора и с первым входом блока перемножения сигналов, второй вход которого соединен с выходом второго нелинейного блока, выход четвертого сумматора подключен к входу второго масштабного блока, вход интегратора соединен с выходом второго сумматора, выход первого сумматора, формирующий сигнал заданной вертикальной перегрузки, подключен к входу перегрузочного АПУ, выход которого соединен с входом рулевого привода, отличающаяся тем, что дополнительно содержит первый ключ, нормально замкнутый контакт которого соединен с выходом первого нелинейного блока, а выход - с входом первого масштабного блока, второй ключ, через нормально замкнутый контакт которого выход блока перемножения соединен с вторым входом четвертого сумматора, задатчик высоты круга, пятый сумматор, первый вход которого подключен к третьему входу навигационно-измерительного блока, второй инвертирующий вход - к выходу задатчика высоты круга, а выход которого соединен с нормально разомкнутым входом первого ключа, датчик скорости полета, блок логики, входы которого соединены с выходами датчика скорости и пятого сумматора, а выход подключен к управляющим входам первого и второго ключей.
Сущность изобретения поясняется графическими изображениями:
на фиг. 1 представлена схема снижения самолета в режиме возврата на аэродром;
на фиг. 2 представлена заявляемая система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга;
на фиг. 3 изображен переходный процесс изменения высоты полета при переходе в режим стабилизации высоты круга в системе-прототипе;
на фиг. 4 показан переходный процесс изменения высоты полета при переходе в режим стабилизации высоты круга с использованием предлагаемой системой управления.
На фиг. 1-4 использованы следующие обозначения:
1 - навигационно-измерительный комплекс;
2, 3 - первый и второй масштабные блоки соответственно;
4, 5, 6, 7 - первый, второй, третий и четвертый сумматоры соответственно;
8, 9 - первый и второй нелинейные блоки соответственно;
10 - интегратор;
11 - блок перемножения сигналов;
12 - перегрузочный автомат продольного управления (АПУ);
13 - рулевой привод;
14 - руль высоты;
15, 16 - ключи;
17 - задатчик высоты круга;
18 - пятый сумматор;
19 - датчик скорости полета самолета;
20 - блок логики;
Vy - вертикальная скорость самолета;
Figure 00000001
- сигнал оценки постоянной составляющей вертикальной скорости самолета;
ΔVy - сигнал скорости линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения;
Δnузад _ сигнал заданной избыточной вертикальной перегрузки;
Δnу - избыточная вертикальная перегрузка;
ΔН - сигнал линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения;
ΔНогр - ограниченный по уровню сигнал линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения;
Н - текущая высота полета самолета;
Нзад - заданная высота полета самолета;
Нкруга - высота круга;
КΔH - масштабный коэффициент первого масштабного блока;
KVy - масштабный коэффициент второго масштабного блока;
δв - отклонение руля высоты самолета;
ВПП - взлетно-посадочная полоса;
"Ключ" - сигнал управления ключами;
t - время, с.
Заявляемая система автоматического управления самолетом (фиг. 2) содержит навигационно-измерительный комплекс 1, на первом выходе которого формируется сигнал ΔН линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал Vy вертикальной скорости самолета. Также система содержит первый 2 и второй 3 масштабные блоки, первый сумматор 4, входы которого подключены к выходам первого 2 и второго 3 масштабных блоков, рулевой привод 13, руль высоты 14 самолета, соединенный с выходом рулевого привода 13, первый 8 и второй 9 нелинейные блоки, второй 5, третий 6 и четвертый 7 сумматоры, интегратор 10, блок перемножения сигналов 11, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ) 12, навигационно-измерительный комплекс 1 снабжен третьим выходом, на котором формируется сигнал Н текущей высоты полета самолета, при этом первый и второй входы первого нелинейного блока 8 подключены соответственно к первому и третьему выходам навигационно-измерительного комплекса 1, второй выход которого соединен с первыми входами второго 5 и четвертого 7 сумматоров, выход первого нелинейного блока 8 подключен к входам второго нелинейного блока 9 и к первому входу третьего сумматора 6, второй инверторующий вход которого соединен с выходом интегратора 10, а выход - со вторым входом второго сумматора 5 и с первым входом блока перемножения сигналов 11, второй вход которого соединен с выходом второго нелинейного блока 9, выход четвертого сумматора 7 подключен к входу второго масштабного блока 3, вход интегратора 10 соединен с выходом второго сумматора 5, выход первого сумматора 4, формирующий сигнал Δnузад заданной вертикальной перегрузки, подключен к входу перегрузочного АПУ 12, выход которого соединен с входом рулевого привода 13. Дополнительно система управления содержит первый ключ 15, нормально замкнутый контакт которого соединен с выходом первого нелинейного блока 8, а выход - с входом первого масштабного блока 2, второй ключ 16, через нормально замкнутый контакт которого выход блока перемножения 11 соединен с вторым входом четвертого сумматора 7, задатчик 17 высоты круга, пятый сумматор 18, первый вход которого подключен к третьему выходу навигационно-измерительного блока 1, второй инвертирующий вход - к выходу задатчика 17 высоты круга, выход пятого сумматора 18 соединен с нормально разомкнутым контактом первого ключа 15, датчик скорости полета 19, блок логики 20, входы которого соединены с выходами датчика скорости 19 и пятого сумматора 18, а выход блока логики 20 подключен к управляющим входам первого 15 и второго 16 ключей.
Заявляемая система автоматического управления самолетом на этапе снижения по прямолинейной траектории с углом наклона 6° к плоскости горизонта работает так же, как описано в прототипе (патент RU 2542686 C1): с помощью первого нелинейного блока 8 обеспечивается ограничение вертикальной скорости снижения самолета на уровне не выше 50 м/с, а за счет того, что на выходе сумматора 4 формируется сигнал разности
Figure 00000002
ликвидируется постоянное смещение центра масс самолета относительно траектории снижения. На этом этапе командный сигнал управления формируется на выходе сумматора 4 через нормально-замкнутые контакты ключей 15 и 16 в виде
Figure 00000003
обеспечивающем требуемое качество переходных процессов стабилизации самолета на траектории снижения.
В определенный момент времени происходит переключение контактов ключей 15 и 16 в верхнее положение. Это приводит к тому, что сиг-нал заданной перегрузки на выходе сумматора 4 меняется и приобретает вид
Figure 00000004
соответствующий режиму стабилизации высоты круга.
Момент переключения ключей 15, 16 в новое (верхнее) положение определяется в соответствии с равенством (2) из условия равенства нулю сигнала заданной перегрузки и того факта, что при снижении самолета по заданной траектории с углом наклона 6° к плоскости горизонта сигнал вертикальной скорости равен
Figure 00000005
Как следует из (2), в этом случае сигнал
Figure 00000006
должен иметь вполне определенное значение, равное
Figure 00000007
Таким образом, момент переключения системы управления из ре-жима снижения по заданной траектории с углом наклона 6° к плоскости горизонта в режим стабилизации высоты круга соответствует условию
Figure 00000008
Выполнение этого условия контролируется в блоке логики 20 на основании сравнения вычисленного значения (ΔНкруга)* по информации о скорости полета V, априорно заданных величинах коэффициентов KΔн и
Figure 00000009
в первом и втором масштабных блоках 2 и 3 с текущим значением сигнала ΔНкруга. В случае выполнения условия (5) блок логики 20 формирует на своем выходе логический сигнал «Ключ», с помощью которого ключи 15, 16 переключаются в верхнее положение, а система управления переводится, тем самым, в режим стабилизации высоты круга.
Заявляемая система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга обеспечивает:
- отсутствие «просадок» по высоте относительно заданной высоты круга и повышение, за счет этого, безопасности пилотирования самолетом;
- лучшие, по сравнению с прототипом, динамические характеристики процессов выведения самолета на заданную высоту круга (за меньшее время, без перерегулирования).
Наличие этих преимуществ иллюстрируется графиками процессов вывода самолета на заданную высоту круга, представленными на фиг. 3 (прототип) и на фиг. 4 (заявляемая САУ). Графики получены в идентичных условиях: при одинаковых начальных условиях по скорости и высоте входа самолета на траекторию снижения с углом 6° к горизонту с последующим выходом на одну и ту же высоту круга ΔНкруга=600 м при одинаковых значениях коэффициентов KΔн и
Figure 00000009
в первом и втором масштабных блоках 2 и 3. Из рассмотрения графиков следует, что переходные процессы по перегрузке, вертикальной скорости и по высоте в САУ-прототипе более длительны по времени, чем в заявляемой САУ, имеют значительное перерегулирование и, что неприемлемо - имеется значительный «провал» по высоте величиной 100 метров относительно высоты круга, равной 600 метров. Кроме того, вывод самолета на высоту круга осуществляется с большими по величине перегрузкой и вертикальной скоростью.
Отмеченные преимущества заявляемой САУ подтверждены летными испытаниями с положительными оценками летчиков.

Claims (1)

  1. Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга, содержащая навигационно-измерительный комплекс, на первом выходе которого сформирован сигнал линейного отклонения самолета по высоте от заданной траектории снижения, а на втором - сигнал вертикальной скорости самолета, первый и второй масштабные блоки, первый сумматор, первый и второй входы которого подключены соответственно к выходам первого и второго масштабных блоков, рулевой привод, руль высоты самолета, соединенный с выходом рулевого привода, первый и второй нелинейные блоки, второй, третий и четвертый сумматоры, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), а навигационно-измерительный комплекс снабжен третьим выходом, на котором формируется сигнал текущей высоты полета самолета, при этом первый и второй входы первого нелинейного блока подключены соответственно к первому и третьему выходам навигационно-измерительного комплекса, второй выход которого соединен с первыми входами второго и четвертого сумматоров, выход первого нелинейного блока подключен к входам второго нелинейного блока и к первому входу третьего сумматора, второй инвертирующий вход которого соединен с выходом интегратора, а выход - со вторым входом второго сумматора и с первым входом блока перемножения сигналов, второй вход которого соединен с выходом второго нелинейного блока, выход четвертого сумматора подключен к входу второго масштабного блока, вход интегратора соединен с выходом второго сумматора, выход первого сумматора, формирующий сигнал заданной вертикальной перегрузки, подключен к входу перегрузочного АПУ, выход которого соединен с входом рулевого привода, отличающаяся тем, что дополнительно содержит первый ключ, нормально замкнутый контакт которого соединен с выходом первого нелинейного блока, а выход - с входом первого масштабного блока, второй ключ, через нормально замкнутый контакт которого выход блока перемножения соединен с вторым входом четвертого сумматора, задатчик высоты круга, пятый сумматор, первый вход которого подключен к третьему входу навигационно-измерительного блока, второй инвертирующий вход - к выходу задатчика высоты круга, выход пятого сумматора соединен с нормально разомкнутым входом первого ключа, датчик скорости полета, блок логики, входы которого соединены с выходами датчика скорости и пятого сумматора, а выход блока логики подключен к управляющим входам первого и второго ключей.
RU2018142628A 2018-12-04 2018-12-04 Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга RU2703378C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018142628A RU2703378C1 (ru) 2018-12-04 2018-12-04 Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018142628A RU2703378C1 (ru) 2018-12-04 2018-12-04 Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2703378C1 true RU2703378C1 (ru) 2019-10-16

Family

ID=68280269

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018142628A RU2703378C1 (ru) 2018-12-04 2018-12-04 Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2703378C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2749167C1 (ru) * 2020-07-02 2021-06-07 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Способ управления самолетом при возврате на аэродром в условиях экономии топлива

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2214943C1 (ru) * 2002-09-16 2003-10-27 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" Способ посадки летательного аппарата
US20110121140A1 (en) * 2004-04-15 2011-05-26 Akihiro Yamane Automatic takeoff apparatus for aircraft, automatic landing apparatus for aircraft, automatic takeoff and landing apparatus for aircraft, automatic takeoff method for aircraft, automatic landing method for aircraft and automatic takeoff and landing method for aircraft
RU2537201C2 (ru) * 2012-11-23 2014-12-27 Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (ОАО "РСК "МиГ") Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку
US9811093B2 (en) * 2011-04-01 2017-11-07 The Boeing Company Flight trajectory compensation system for airspeed variations

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2214943C1 (ru) * 2002-09-16 2003-10-27 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" Способ посадки летательного аппарата
US20110121140A1 (en) * 2004-04-15 2011-05-26 Akihiro Yamane Automatic takeoff apparatus for aircraft, automatic landing apparatus for aircraft, automatic takeoff and landing apparatus for aircraft, automatic takeoff method for aircraft, automatic landing method for aircraft and automatic takeoff and landing method for aircraft
US9811093B2 (en) * 2011-04-01 2017-11-07 The Boeing Company Flight trajectory compensation system for airspeed variations
RU2537201C2 (ru) * 2012-11-23 2014-12-27 Открытое акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (ОАО "РСК "МиГ") Система автоматического управления самолетом при заходе на посадку

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2749167C1 (ru) * 2020-07-02 2021-06-07 Акционерное общество "Российская самолетостроительная корпорация "МиГ" (АО "РСК "МиГ") Способ управления самолетом при возврате на аэродром в условиях экономии топлива

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4347572A (en) Method and apparatus for an aircraft climb-out guidance system
EP0511461B1 (en) Control apparatus for mechanical devices
GB1374101A (en) Aircraft control systems
US3681580A (en) Rotation,climbout,and go-around control system
US9856032B2 (en) Method and device for controlling at least one actuator control system of an aircraft, associated computer program product and aircraft
US2507304A (en) Altitude control for aircraft
US3333795A (en) Flare computer
US4044975A (en) Aircraft speed command system
RU2703378C1 (ru) Система автоматического управления самолетом при снижении на этапе стабилизации высоты круга
US2896145A (en) Flight path angle control systems
US2463362A (en) Automatic control system for vehicles
US3200642A (en) Maximum performance take-off director
US3265333A (en) Override control means for automatic landing system
RU2581215C1 (ru) Способ автоматического управления самолетом на посадке и система для его реализации
US4609988A (en) Automatic prediction and capture of a preselected altitude for aircraft
US2586034A (en) Aircraft automatic pilot
RU2460113C1 (ru) Способ формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления
US2628434A (en) Aircraft training apparatus with vertical air-speed indication and control
US3327306A (en) Optimized input adaptive control method and system
RU2645589C2 (ru) Дистанционная резервированная система автоматизированного модального управления в продольном канале маневренных пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов
RU2681817C1 (ru) Система автоматического управления углом курса и ограничения угла крена летательного аппарата
RU2619793C1 (ru) Система автоматического управления самолетом при наборе и стабилизации заданной высоты полета
US2949259A (en) Automatic steering system for aircraft
US2845239A (en) Object controlling servo system
US2995985A (en) Bomb release mechanism delay compensation computer

Legal Events

Date Code Title Description
HE4A Change of address of a patent owner

Effective date: 20210121