Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата

Авторы патента:

Петунин Валерий Иванович (RU)

Неугодникова Любовь Михайловна (RU)

B64C13/18 - с автопилотом (автопилоты как таковые G05D 1/00)

Владельцы патента RU 2503585:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" (RU)

Изобретение относится к системам автоматического управления (САУ) летательными аппаратами. Система состоит из последовательно соединенных: задатчика угла курса, первого элемента сравнения, вычислителя заданного угла крена, второго элемента сравнения, последовательно соединенных: вычислителя автопилота угла крена, сервопривода элеронов. Датчик угла курса летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена. Система содержит последовательно соединенные: задатчик максимальной перегрузки, третий элемент сравнения, вычислитель автомата ограничения перегрузки и алгебраический селектор минимального сигнала, выход которого подключен ко входу вычислителя автопилота угла крена, выход второго элемента сравнения подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки, датчик нормальной перегрузки летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения. Повышается точность ограничения нормальной перегрузки и плавность переходных процессов в САУ. 2 ил.

Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом курса летательного аппарата (ЛА).

Известны САУ, обеспечивающие отработку заданного угла курса ЛА, с помощью автопилота угла крена, воздействующего на угол отклонения элеронов ЛА, содержащие последовательно соединенные задатчик угла курса, элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена, автопилот угла крена, летательный аппарат и датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу элемента сравнения [1. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973. - 506 с. Стр. 121, рис.3.24; 2. Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с.240. Стр.234, рис. 15.13].

Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной в качестве прототипа, принимается САУ углом курса ЛА, с комбинированным алгоритмом управления, содержащая последовательно соединенные задатчик угла курса, первый элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена и второй элемент сравнения, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, летательный аппарат и датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена [Михалев И.А., Окоемов Б.Н., Чикулаев М.С. Системы автоматического управления самолетом. - М.: Машиностроение, 1987. - с.240. Стр. 234, рис. 15.13].

Эта САУ обеспечивает хорошие статические и динамические характеристики канала управления углом курса ЛА, но не позволяет ограничить значение нормальной перегрузки при развороте (вираже), что может привести к недопустимым аэродинамическим характеристикам ЛА и нарушению безопасности полета при развороте с большими углами крена.

Как известно, одним из наиболее важных ограничений при полете ЛА является ограничение нормальной перегрузки n_y ЛА.

Поворот ЛА в горизонтальной плоскости требует создания центростремительной силы, направленной к центру кривизны траектории. Создание такой силы возможно за счет накренения ЛА на на угол крена γ. В этом случае при вираже ЛА согласно работам [1. Егер C.M., Матвиенко A.M., Шаталов И.А. Основы авиационной техники / Под ред. И.А. Шаталова. М.: Машиностроение, 2003. 720 с. Стр.123; 2. Аэромеханика самолета: Динамика полета / Под ред. А.Ф. Бочкарева и В.В. Андриевского. - М.: Машиностроение, 1985. - 360 с. Стр. 108] возникает нормальная перегрузка

Величина радиуса поворота (виража) при этом равна

где V - скорость виража; g - ускорение свободного падения.

Значение нормальной перегрузки при малых радиусах поворота и при больших углах крена может стать недопустимо большим.

Как известно, эксплуатационные перегрузки должны быть меньше максимальных, разрушающих. Согласно работе [Егер C.M., Матвиенко A.M., Шаталов И.А. Основы авиационной техники / Под ред. И.А. Шаталова. М.: Машиностроение, 2003. 720 с. Стр.124] у маневренных самолетов (например, перехватчиков) эксплуатационные перегрузки могут достигать 10…13; для неманевренных самолетов (пассажирских, транспортных) эксплуатационные перегрузки не превышают 2.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является обеспечение необходимой точности ограничения нормальной перегрузки при развороте летательного аппарата на заданный угол курса за счет включения в систему автоматического управления углом курса автомата ограничения нормальной перегрузки с помощью алгебраического селектора минимального сигнала.

Поставленная задача достигается тем, что в систему автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата, содержащую последовательно соединенные задатчик угла курса, первый элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена и второй элемент сравнения, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, летательный аппарат и датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные задатчик максимальной перегрузки, третий элемент сравнения, вычислитель автомата ограничения перегрузки и алгебраический селектор минимального сигнала, выход которого подключен к входу вычислителя автопилота угла крена, выход второго элемента сравнения подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки, датчик нормальной перегрузки летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения.

Существо изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1 представлена структурная схема заявляемой системы автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата.

На фиг.2 представлены результаты моделирования переходных процессов: 2, а - графики переходных процессов в САУ углом курса без автомата ограничения нормальной перегрузки, 2, б - графики переходных процессов в САУ углом курса с автоматом ограничения нормальной перегрузки.

Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла курса 1, первый элемент сравнения 2, вычислитель заданного угла крена 3 и второй элемент сравнения 4, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена 5, сервопривод элеронов 6, летательный аппарат 7 и датчик угла курса 8 летательного аппарата 7, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения 2, датчик угла крена 9 летательного аппарата 7, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения 4 и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена 5, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные задатчик максимальной перегрузки 10, третий элемент сравнения 11, вычислитель автомата ограничения перегрузки 12 и алгебраический селектор минимального сигнала 13, выход которого подключен к входу вычислителя автопилота угла крена 5, выход второго элемента сравнения 4 подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала 13, выход датчика угла крена 9 подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки 12, датчик нормальной перегрузки 14 летательного аппарата 7, имеющий выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения 11.

Ограничение нормальной перегрузки в приведенной системе достигается за счет введения в ее структуру автомата ограничения нормальной перегрузки и алгебраического селектора минимального сигнала.

Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата работает следующим образом.

Сигнал заданного угла курса φ_зад с выхода задатчика угла курса 1 поступает на первый вход первого элемента сравнения 2, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения угла курса φ с выхода датчика угла курса 8. В соответствии с отклонением Δφ=φ_зад-φ текущего значения угла курса φ от заданного φ_зад в вычислителе заданного угла крена 3 формируется заданное значение угла крена γ_зад, которое сравнивается во втором элементе сравнения 4 с текущим значением угла крена у с выхода датчика угла крена 9. На выходе второго элемента сравнения 4 формируется сигнал U₁=Δγ=γ_зад-γ.

Сигнал максимального значения нормальной перегрузки n_зад с выхода задатчика максимальной перегрузки 10 поступает на первый вход третьего элемента сравнения 11, на второй вход которого поступает сигнал текущего значения нормальной перегрузки n с выхода датчика нормальной перегрузки 14. На выходе третьего элемента сравнения 11 формируется сигнал Δn=n_зад-n который поступает на вход вычислителя автомата ограничения перегрузки 12. На выходе вычислителя автомата ограничения перегрузки 12 формируется сигнал U₂=kΔncosγ, где k - коэффициент передачи.

Для построения САУ с ограничением параметров ЛА можно использовать логические устройства, реализующие алгоритмы алгебраического селектирования каналов. Обычно применяется принцип селектирования, согласно которому регулируется параметр многомерного объекта управления, наиболее приблизившийся к величине, определяемой программой управления [Петунин В.И. Синтез систем автоматического управления летательными аппаратами с автоматами ограничений предельных параметров // Изв. вузов. Приборостроение. 2010. Том 53. №10. - С.18-24.]. Такое селектирование реализуется с помощью алгебраических селекторов.

Для того чтобы регулируемые параметры не превысили максимальных допустимых значений (ограничение сверху), селектор должен пропустить на управление сигнал, соответствующий получению минимальной величины управляющего сигнала. Такое селектирование называют селектированием по минимуму, а селектор - селектором минимальных сигналов управления.

Если же ограничивают минимальные значения параметров (ограничение снизу), то предпочтение отдается регулятору параметра, для поддержания которого требуется наибольший управляющий сигнал, т.е. осуществляется селектирование по максимуму. В этом случае используют селектор максимальных сигналов управления.

Относительно разности входных сигналов ε=U₁-U₂ выражение, описывающее работу алгебраического селектора двух величин, преобразуется с использованием операции выделения модуля следующим образом:

где µ=1 для селектора максимального сигнала; µ=-1 для селектора минимального сигнала.

Так как в данном случае необходимо ограничить максимальное значение нормальной перегрузки, то в рассматриваемой системе должен использоваться алгебраический селектор минимального сигнала 13.

Селекторы вводятся в САУ для плавного переключения каналов управления и обеспечивают во всех условиях работы управляющее воздействие только одного из нескольких каналов управления, включаемых в работу в зависимости от режима работы объекта управления. При этом каждый из каналов управления работает автономно и его параметры обычно выбираются без учета взаимодействия с другими каналами. Это позволяет сохранить статическую точность и запасы устойчивости, свойственные отдельным каналам управления.

Следовательно, алгебраический селектор обеспечивает плавное переключение с одного канала на другой, например, с автопилота угла крена на автомат ограничения нормальной перегрузки и обратно на автопилот.

Выходной сигнал U алгебраического селектора минимального сигнала 13 поступает на вход вычислителя автопилота угла крена 5, выход которого поступает на вход астатического сервопривода элеронов 6 с передаточной функцией

изменяющего угол отклонения элеронов δ_э летательного аппарата 7.

Закон автопилота угла крена соответствует выражению

Так как нормальная перегрузка летательного аппарата обратно-пропорциональна косинусу угла крена

то закон управления автомата ограничения нормальной перегрузки аналогичен закону автопилота угла крена, но для сохранения требуемых динамических характеристик данного канала управления коэффициент передачи k_ваоп вычислителя автомата ограничения перегрузки 12 должен изменяться пропорционально косинусу угла крена

k_ваоп =k cosγ.

Это обеспечивается подачей сигнала с выхода датчика угла крена 9 на второй вход вычислителя автомата ограничения перегрузки 12.

Аналитический синтез передаточных чисел автопилота и автомата ограничения с учетом заданного качества САУ может быть проведен с помощью метода стандартных переходных характеристик [Петунин В.И. Синтез систем автоматического управления летательными аппаратами с автоматами ограничений предельных параметров // Изв. вузов. Приборостроение. 2010. Том 53. №10. - С.18-24.]. При этом должно выполняться равенство передаточных функций исходной Ф(p) и желаемой систем Ф*(p):

Ф(p)=Ф*(p).

Результаты синтеза подтверждаются результатами моделирования переходных процессов в заявляемой системе автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата, представленными на фиг.2, где задающие воздействия каналов: φ_зад=2; n_зад=1,5. Переходные процессы 2, а, полученные в САУ углом курса без автомата ограничения нормальной перегрузки, являются не удовлетворительными, так как имеют заброс по нормальной перегрузке. Переходные процессы 2, б, полученные в САУ углом курса с автоматом ограничения нормальной перегрузки являются удовлетворительными, поскольку показывают необходимую точность ограничения нормальной перегрузки и хорошее качество управления - плавность и монотонность переходных процессов на режимах переключения каналов системы.

Итак, заявляемое изобретение позволяет, благодаря введению в структуру САУ углом курса ЛА автомата ограничения нормальной перегрузки с помощью алгебраического селектора минимального сигнала, обеспечить необходимую точность ограничения нормальной перегрузки и плавные переходные процессы по углам крена и курса при переключении каналов управления.

Система автоматического управления углом курса и ограничения нормальной перегрузки летательного аппарата, содержащая последовательно соединенные задатчик угла курса, первый элемент сравнения, вычислитель заданного угла крена и второй элемент сравнения, последовательно соединенные вычислитель автопилота угла крена, сервопривод элеронов, летательный аппарат и датчик угла курса летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу первого элемента сравнения, датчик угла крена летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу второго элемента сравнения и ко второму входу вычислителя автопилота угла крена, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные задатчик максимальной перегрузки, третий элемент сравнения, вычислитель автомата ограничения перегрузки и алгебраический селектор минимального сигнала, выход которого подключен к входу вычислителя автопилота угла крена, выход второго элемента сравнения подключен ко второму входу алгебраического селектора минимального сигнала, выход датчика угла крена подключен ко второму входу вычислителя автомата ограничения перегрузки, датчик нормальной перегрузки летательного аппарата, имеющий выход, подключенный ко второму входу третьего элемента сравнения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам обеспечения безопасности и предупреждения летных происшествий одновинтовых вертолетов на стартовых и взлетно-посадочных режимах.

Способ формирования сигнала управления системой стабилизации беспилотного летательного аппарата // 2487052

Изобретение относится к технике управления полетом беспилотного летательного аппарата в условиях появления не предсказуемых факторов возмущения полетом, способных привести к изменению траектории и, как следствие, к промахам в поражении цели.

Система управления углом тангажа летательного аппарата // 2461041

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами (ЛА). .

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки летательного аппарата // 2434785

Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом тангажа летательного аппарата (ЛА). .

Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата // 2430858

Изобретение относится к системам автоматического управления углом крена летательного аппарата. .

Способ пилотирования летательного аппарата в фазе захода на посадку // 2389647

Изобретение относится к способу пилотирования летательного аппарата в фазе приземления на посадочную полосу. .

Система поддержки принятия решений экипажа воздушного судна по предотвращению особых ситуаций // 2386569

Изобретение относится к авиационному бортовому оборудованию и предназначено для установки на гражданские летательные аппараты. .

Способ автоматического управления боковым движением высокоманевренного самолета // 2383467

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом самолета. .

Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета // 2380279

Изобретение относится к системам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, использующего в продольном канале статический автомат продольного управления.

Автопилот // 2374131

Изобретение относится к авиационным управляемым ракетам с дифференциальным управлением рулями. .

Способ захода самолета на посадку в аварийных условиях (варианты) // 2509684

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и обеспечивает заход самолета на посадку в аварийных ситуациях, связанных с отказом как штатных бортовых автоматических радиокомпасов (АРК), так и наземных средств привода самолетов дальних приводных радиомаяков (ДПРМ) в точку начала снижения (ТНС). Способ захода самолета на посадку состоит в том, что для вывода самолета в ТНС используются станция предупреждения о радиолокационном облучении (СПО) самолета и два источника радиоизлучения (ИРИ), работающие на разнесенных частотах, перекрываемых частотным диапазоном СПО и размещаемых на ДПРМ и ближних приводных радиомаяках (БПРМ) для обозначения продольной оси взлетно-посадочной полосы (ВПП). Причем частоты ИРИ заранее заносятся в банк данных СПО самолета и их разнос должен составлять 500-1000 МГц. В зависимости от взаимного положения самолета и двух наземных ИРИ возможны три варианта реализации способа захода на посадку. Предлагаемые способы захода самолета на посадку обеспечивают вывод самолета в точку начала снижения при отказах его бортовых средств радиосвязи и автоматических радиокомпасов или выходе из строя штатного радиотехнического оборудования аэродромов и могут использоваться как резервный способ захода на посадку самолетов, оснащенных СПО. Повышается безопасность полетов. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

Способ автоматического пилотирования летательного аппарата с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт, устройство автоматического пилотирования и летательный аппарат // 2513189

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления полетом. Устройство (10) автоматического пилотирования летательного аппарата (1) с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт (2), при этом упомянутый несущий винт содержит, по меньшей мере, один винт (3), оборудованный множеством лопастей (3'), содержит блок (15) обработки, взаимодействующий, по меньшей мере, с общей цепью (7) управления общим шагом упомянутых лопастей (3'). Устройство (10) содержит средство (20) запуска режима автоматизированного пилотирования с выдерживанием угла атаки, соединенное с блоком (15) обработки. Блок (15) обработки автоматически управляет общим шагом лопастей (3'), когда режим автоматизированного пилотирования с выдерживанием угла атаки включен, контролируя упомянутую общую цепь управления для поддержания аэродинамического угла атаки (α) летательного аппарата в значении опорного угла атаки (α*). Достигается снижение до минимума аэродинамического лобового сопротивления летательного аппарата. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

Система автоматического управления самолетом при снижении // 2542686

Система автоматического управления самолетом при снижении содержит навигационно-измерительный комплекс, первый и второй масштабные блоки, четыре сумматора, два нелинейных блока, интегратор, блок перемножения сигналов, перегрузочный автомат продольного управления (АПУ), руль высоты, рулевой привод. Входы первого нелинейного блока и входы второго и четвертого сумматоров подключены к выходам навигационно-измерительного комплекса. Выход первого нелинейного блока подключен к входам первого масштабного блока, второго нелинейного блока и ко входу третьего сумматора. К третьему сумматору подключены также интегратор, второй сумматор, первый блок перемножения сигналов. К первому блоку перемножения сигналов подключен второй нелинейный блок и четвертый сумматор, выход которого соединен с входом второго масштабного блока. Вход интегратора соединен с выходом второго сумматора. Выход первого сумматора соединен со входом АПУ. Исключается параллельный снос самолета с заданной траектории снижения. 3 ил.

Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета // 2551703

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами. Способ управления летательным аппаратом (1) с вращающейся несущей поверхностью с высокой скоростью движения, содержащим фюзеляж (2), по меньшей мере, один несущий винт (3), по меньшей мере, один тяговый винт (4) изменяемого шага, по меньшей мере, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), по меньшей мере, одно горизонтальное оперение (20), оборудованное подвижной поверхностью (21, 21'), и, по меньшей мере, одну силовую установку (2), приводящую во вращение упомянутый несущий винт (3) и каждый тяговый винт (4), включает определение общей подъемной силы летательного аппарата, регулирование подъемной силы каждого полукрыла (11, 11'), воздействуя на привод закрылков (12) таким образом, чтобы подъемная сила полукрыльев была равна первой заранее определенной процентной части общей подъемной силы. При этом разность подъемной силы между полукрыльями (11,11') позволяет компенсировать влияние несущего винта (3) на полукрылья (11, 11'). Достигается возможность автоматического поддержания положения гибридного вертолета при устойчивой фазе полета. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 6 ил.

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата // 2560958

Система автоматического управления углом тангажа и ограничения предельных значений параметров летательного аппарата содержит задатчик угла тангажа, вычислитель автопилота угла тангажа, алгебраический селектор, сервопривод руля высоты, датчик угла тангажа, задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки, датчик угла атаки, задатчик максимальной нормальной перегрузки, вычислитель автомата ограничения нормальной перегрузки, датчик нормальной перегрузки. Обеспечиваются точность ограничения предельных значений параметров летательного аппарата и плавные переходные процессы при переключении каналов управления. 2 ил.

Способ грубого управления пространственным движением самолета и система его реализации // 2587773

Группа изобретений относится к способу и системе грубого управления пространственным движением самолета. Для управления пространственным движением самолета формируют сигналы задания по углу крена и рысканья, измеряют углы крена, рысканья и тангажа, формируют сигналы управления по углу крена и рысканья, при этом формируют сигналы разности между эталонными сигналами крена и рысканья и измеренными сигналами по углу крена и рысканья соответственно, полученные сигналы разности отдельно интегрируют, дифференцируют, масштабируют и суммируют первый сигнал разности с сигналом управления по углу крена, второй сигнал разности с сигналом управления по углу тангажа. Система грубого управления содержит задатчики угла крена и рысканья, два регулятора, два исполнительных устройства, датчики углов крена, рысканья и тангажа, две эталонные модели, шесть усилителей, четыре сумматора, два дифференциатора, два интегратора, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивость движения при нестационарных параметрах полета и действии адаптивных помех. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Автопилот // 2619675

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам управления вертолетами. Система автопилота вертолета включает в себя внутренний контур для поддержания пространственного положения для полета вертолета, включающая в себя заданный уровень резервирования, приложенный к внутреннему контуру. Внешний контур выполнен с возможностью предоставления функции навигации относительно полета вертолета, включающей в себя другой уровень резервирования, чем уровень резервирования внутреннего контура. Элемент привода прикладывает силу торможения к соединению, которое используется для стабилизации полета вертолета во время отказа при полете. Элемент привода выполнен электромеханическим и принимает сигналы электрического привода для обеспечения автоматического управления полетом вертолета без необходимости использования гидравлической вспомогательной системы в вертолете. Автопилот может управлять вертолетом в режиме с отказом гидравлической вспомогательной системы. Множество режимов полета описано с соответствующими входными сигналами датчиков, включающими в себя сигналы на основе скорости, и тремя режимами пространственного положения. Достигается возможность создания упрощенных систем автоматического управления для легких вертолетов. 11 н. и 40 з.п. ф-лы, 11 ил.

Система автоматического управления самолетом при наборе и стабилизации заданной высоты полета // 2619793

Система автоматического управления самолетом при наборе и стабилизации заданной высоты полета содержит датчики заданной и текущей скорости самолета, семь сумматоров, шесть масштабных блоков, интегратор, рулевой привод, руль высоты, датчик продольной перегрузки, датчик нормальной перегрузки, датчик угла атаки, датчик вертикальной скорости самолета, датчики заданной и текущей высоты полета, блок вычисления тригонометрической функции, два блока перемножения сигналов, два блока формирования сигнала заданной перегрузки, блок ограничения сигнала по величине, блок логики, коммутатор, блок формирования сигнала отработки заданной перегрузки, два фильтра, дополнительный блок ограничения сигнала по величине, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение точности, быстродействия, надежности и безопасности пилотирования. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Система и способы управления с помощью автопилота // 2623792

Группа изобретений относится к системам автопилота (варианты) и автопилоту для использования с вертолетом. Система автопилота для управления полетом вертолета содержит ручку циклического управления, процессорное устройство, приводное устройство, устройство ввода данных на ручке циклического управления. Система автопилота содержит сенсорное устройство, процессорное устройство, генерирующее управляющие сигналы для приводов, автопилотный дисплей. Система автопилота содержит процессорное устройство с возможностью выбора нескольких режимов полета. Автопилот для использования с вертолетом содержит систему несущего винта с циклическим управлением, сенсорное устройство, формирующее набор выходных данных датчиков, характеризующих полет вертолета, приводное устройство, управляющее устройство. Обеспечивается возможность для пилота выбора режима полета из набора указанных режимов, а также управление вертолетом только одной рукой с ручки управления. 5 н. и 23 з.п. ф-лы, 12 ил.

Способ вывода самолета в точку начала посадки // 2628043

Изобретение относится к способу вывода самолета в точку начала посадки. Для вывода самолета в точку начала посадки измеряют текущие координаты самолета, предварительно строят участок маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линией заданного пути, строят четыре возможных маршрута комбинаций право- и левостороннего предварительного и предпосадочного разворота, рассчитывают длину их пути, осуществляют полет по маршруту с минимальной длиной пути до точки начала посадки. Обеспечивается сокращение времени вывода самолета в точку начала посадки. 2 ил.