Управление или регулирование величин, определяющих местоположение, курс, высоту или положение в пространстве наземных, водных, воздушных или космических транспортных средств, например с помощью автопилотов: .управление пространственным положением объекта, например управление по крену, тангажу и(или) скольжению – G05D 1/08

Изобретение относится к комплексной системе управления траекторией летательного аппарата при заходе на посадку. Система включает инерциальную навигационную систему, систему воздушных сигналов, индикатор посадочных сигналов (ИПС), блок комплексной обработки информации (КОИ), спутниковую навигационную систему, блок памяти, блок определения параметров взлетно-посадочной полосы (ВПП), блок определения местоположения виртуального курсо-глиссадного радиомаяка (ВКГРМ), блок определения пеленга и дальности ВКГРМ, первый и второй сумматоры, блок определения угла места ВКГРМ. Технический результат заключается в повышении надежности и безопасности совершения посадки летательного аппарата. 7 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя замкнутый жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем. Контур содержит такие элементы, как электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы приборных панелей и панелей радиаторов. Указанные элементы сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, проходные входные и выходные сечения которых те же, что и соответствующие им сечения данных элементов. Часть участков соединительных трубопроводов выполнена с одинаковым номинальным эквивалентным внутренним диаметром, меньшим, чем диаметры остальных частей, и с суммарной длиной, удовлетворяющей определенному соотношению. Технический результат изобретения состоит в уменьшении нескомпенсированного кинетического момента от работающей СТР и, следовательно, в снижении массовых затрат рабочего тела системы ориентации и стабилизации КА. 1 ил.

Изобретение относится к системе активной и пассивной стабилизации судна, такого как корабли, суда для работ на мелководье, буровые вышки, баржи, платформы и подъемные краны, работающие на море. Судно (10) снабжено цистернами (11a-d) для обеспечения плавучести и/или балласта. Цистерны (11a-d) имеют отверстия (12a-d) в днище, обращенные в сторону среды, в которой плавает судно (10). Цистерны (11a-d) независимы одна от другой и имеют отверстия (12a-d), через которые может пройти значительный объем текучей среды без кавитации или другого сопротивления. Система содержит средства (13a-d) подачи текучей среды в цистерны (11a-d), управляемые с обеспечением противодействия воздействию внешних сил на перемещения судна (10). Изобретение также содержит способ активной и способ пассивной стабилизации судна с использованием этой системы. Повышается безопасность экипажа и судов, работающих в условиях открытого моря. 3 н. и 21 з.п. ф-лы, 11 ил.

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа. Устройство для осуществления способа состоит из системы дифференциальной подачи топлива, системы стабилизации-управления по направлению и/или тангажу и блока гироскопических датчиков. Группа изобретений направлена на управление по крену в режиме висения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки. Способ управления ЛА при заходе на посадку включает измерение параметров движения ЛА, коррекцию, с помощью любого из известных методов комплексной обработки информации, погрешностей параметров движения по данным от спутниковой навигационной системы, формирование, на основе откорректированных координат ЛА и координат торцов взлетно-посадочной полосы (ВПП), курса ВПП, длины ВПП, дальности до ближнего торца ВПП, высоты ЛА относительно ВПП, автоматическое или ручное управление угловым положением ЛА по крену и тангажу с учетом сигналов углов отклонения по курсу и глиссаде, дополнен операциями, в соответствии с которыми для формирования заданной траектории посадки задают угол наклона траектории посадки, размещают под точкой стандартного размещения курсового радиомаяка на продолжении заданной траектории посадки виртуальный курсо-глиссадный радиомаяк (ВКГРМ) и формируют его пеленг и угол места, а углы отклонения по курсу и глиссаде от траектории посадки формируют соответственно как рассогласование пеленга ВКГРМ и курса ВПП и как рассогласование угла места ВКГРМ и заданного экипажем угла наклона траектории посадки. 5 ил.

Изобретение относится к способу и устройству управления для бортовых систем стабилизации углового положения летательного аппарата. Техническим результатом изобретения является повышение динамической точности управления и повышение степени бездефицитности управления. Устройство содержит цифровой измеритель углового положения по курсу, измеритель угловой скорости по курсу, цифровой задатчик параметров, цифровой задатчик угла курса, цифровой элемент сравнения, цифровые блоки умножения, цифроаналоговый преобразователь, аналоговый сумматор, цифроаналоговый блок умножения, цифровой дифференцирующий элемент, цифровой сумматор, фильтрующее звено и ограничитель сигнала. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к бортовым цифроаналоговым устройствам для систем автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами (ЛА). Техническим результатом изобретения является повышение точностных характеристик управления, расширение функциональных возможностей и оптимальное построение по реализации больших значений передаточных чисел. Цифроаналоговое устройство управления с переменной структурой для адаптивных систем управления ЛА содержит первый задатчик опорного сигнала 1 (1 З0С), блок деления 2 (БД), датчик скоростного напора 3 (ДСН), блок умножения 4 (БУ), усилитель 5 (У), второй задатчик опорного сигнала 6 (2 З0С), блок сравнения 7 (БС), управляемый переключатель 8 (УП), первый масштабный усилитель 9 (1 МУ), сумматор 10 (С), цифроаналоговый преобразователь 11 (ЦАП) и второй масштабный усилитель 12 (2 МУ). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и касается маневрирования КА с солнечным парусом для управления его тягой. Способ переориентации и управления тягой вращающегося КА с солнечным парусом заключается в изменении угла ориентации КА в пространстве за счет изменения параметров вращения. Изменение ориентации на требуемый угол производят посредством временной потери устойчивости мгновенной оси вращения КА и восстановления этой устойчивости при переориентации мгновенной оси вращения на требуемый угол относительно исходного положения. Потеря устойчивости происходит за счет управляемой смены соотношений величин трех главных моментов инерции КА относительно его трех главных ортогональных осей. Исходно максимальный по величине среди трех главных моментов инерции момент инерции относительно оси исходно устойчивого вращения КА временно и управляемо делают средним по величине моментом инерции. При переориентации КА на требуемый угол для восстановления устойчивости величину указанного главного момента инерции снова делают максимальной. Изменение моментов инерции осуществляют путем перераспределения масс КА относительно соответствующих осей в радиальном направлении. Достигается переориентация КА в пространстве независимо от солнечного светового воздействия (давления), изменение ориентации в пространстве лопастей солнечного паруса. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к способу формирования прогноза вектора скорости полета. Способ заключается в том, что автоматически и с повторением определяют поступающую на индикацию величину подлежащего индикации вектора скорости, определяют величину производной по времени вектора скорости, вычисляют величину производной управляемого вектора скорости, вычисляют сумму измеренной и отфильтрованной величины вектора скорости и величину производной управляемого вектора скорости, формируют упомянутую поступающую на индикацию величину. Дополнительно измеряют отклонения рычагов управления от их среднего положения. Среднее положение определяют методом «скользящего среднего» за время, соответствующее времени срабатывания. Определяют прогнозное положение метки вектора скорости полета. Прогнозное положение метки вектора скорости полета суммируют с полученным ранее положением метки вектора скорости. Представляют на экране вывода символ вектора скорости. Технический результат заключается в увеличении точности стабилизации заданной траектории при ручном управлении самолетом. 5 ил.

Способ посадки самолета при боковом ветре состоит в создании несимметричного продольного аэродинамического сопротивления правой и левой частей самолета с помощью аэродинамического тормоза на одном из крыльев. Самолет включает правую и левую консоли крыла с аэродинамическими тормозами, имеющими возможность раздельного управления. Группа изобретений направлена на предотвращение катастрофы. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами (ЛА). Система управления углом тангажа ЛА содержит датчик угловой скорости, задатчик сигнала тангажа, датчик углового положения, блок сравнения, интегратор, блоки усилителей K , K и K , сумматор, усилитель рулевой мащины, рулевую машину с обратной связью и руль высоты. Первый вход блока сравнения соединен с выходом датчика углового положения, второй вход блока сравнения соединен с выходом задатчика сигнала тангажа. Выход датчика углового положения через блок усилителя K соединен с первым входом сумматора. Второй вход сумматора через блок усилителя K , соединен с выходом датчика угловой скорости. Третий вход сумматора, подключен через блок усилителя K и интегратор к выходу блока сравнения. Выход сумматора через усилитель рулевой машины соединен с входом рулевой машины, выход рулевой машины соединен с входом руля высоты и через обратную связь подключен к четвертому входу сумматора. Достигается уменьшение перерегулирования в переходных процессах при отработке заданной команды угла тангажа и связанное с этим уменьшение потребной мощности привода органа управления. 2 ил.

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей и повышении точности управления. Устройство формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения содержит датчик угла 1 (ДУ), датчик угловой скорости 2 (ДУС), задатчик сигнала управления 3 (ЗСУ), элемент сравнения 4 (ЭС), суммирующий усилитель 5 (СУ), сумматор 6 (С), интегрирующий усилитель 7 (ИУ), датчик скоростного напора 8 (ДСН), масштабный усилитель 9 (МУ), функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением 10 (ФНЭУО), задатчик опорного сигнала 11 (ЗОС), логический блок сравнения 12 (ЛБС), управляемый ключ 13 (УК), формирователь сигнала модульной функции 14 (ФСМФ), ограничитель сигнала 15 (ОС). 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиационной техники, к управлению пространственным положением объекта, более конкретно к обеспечению безопасности при летных испытаниях комплексов, включающих беспилотные летательные аппараты (ЛА) с активной, пассивной или комбинированной головками самонаведения (ГСН). Технический результат заявленной группы изобретений заключается в сокращении размеров опасной зоны при невыполнении ЛА программного снижения. Способ обеспечения безопасности летного эксперимента заключается в том, что измеряют на борту ЛА время полета, угол отклонения от директрисы стрельбы и боковое отклонение от нее, формируют, выдают и исполняют команду ликвидации при превышении значений времени полета, угла и (или) бокового отклонения над заданными на борту ЛА предельными значениями этих параметров, дополнительно фиксируют факт неотработки ЛА команды на снижение и в случае неисполнения команды на снижение формируют, выдают и исполняют команду ликвидации. Устройство обеспечения безопасности летного эксперимента содержит блок набора программы ликвидации по углу, блок выработки команды ликвидации по углу, датчик курса, рулевой агрегат, временное устройство, блок выработки команды ликвидации по времени, интегратор, блок набора программы ликвидации по боковому отклонению, блок выработки команды ликвидации по боковому отклонению, формирователь сигнала крена. 2 н.п. формулы, 2 ил.

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления беспилотными летательными аппаратами. В способе формируют сигнал логического управления отличным от нуля при превышении сигнала модульной функции над заданным опорным сигналом и при одинаковых по знаку сигналах рассогласования и интегральной компоненты, и равным нулю при сигнале модульной функции меньшей или равной заданному опорному сигналу. Формируют логически управляемый сигнал рассогласования равным сигналу рассогласования, при сигнале логического управления равным нулю. Сигнал интегральной компоненты формируют интегрированием логически управляемого сигнала рассогласования. Формируют выходной сигнал управления ограничением суммированного сигнала. Устройство формирования интегрального сигнала стабилизации планирующего движения содержит датчик угла (1), датчик угловой скорости (2), задатчик сигнала управления (3), элемент сравнения (4), суммирующий усилитель (5), сумматор (6), интегрирующий усилитель (7), первый ограничитель сигнала (8), задатчик опорного сигнала (9), логический блок сравнения (10), управляемый ключ (11), формирователь сигнала модульной функции (12) и второй ограничитель сигнала (13). Достигается расширение функциональных возможностей и повышение точности управления. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, более конкретно к обеспечению безопасности при летных испытаниях комплексов, включающих летательные аппараты (ЛА) с активной радиолокационной головкой самонаведения (РЛГС). Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей средств обеспечения безопасности защищаемого объекта (30) за счет использования сигнализатора облучения, размещаемого на защищаемом объекте. Он достигается тем, что собирают, обрабатывают и отображают информацию о кинематических параметрах, параметрах состояния бортовых систем ЛА и факте облучения 30 активной РЛГС ЛА, принимают на основе анализа этой информации и реализуют решение о продолжении или прекращении летного эксперимента. Устройство обеспечения безопасности защищаемого объекта при проведении летного эксперимента содержит передатчик телеметрической информации на борту ЛА, приемник телеметрической информации, блок регистрации, обработки и выработки команды на прекращение летного эксперимента, радиолокационную станцию полигонного измерительного комплекса, передатчик команды на прекращение летного эксперимента, бортовой приемник ЛА, сигнализатор облучения и передатчик защищаемого объекта. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано в системах адаптивного управления углом тангажа самолета. Техническим результатом является улучшение качества переходного процесса и увеличение быстродействия. Система содержит задатчик угла тангажа, объект управления (самолет), датчик угла, датчик угловой скорости, эталонную модель, датчик параметра, задатчик параметра, шесть сумматоров, пять усилителей, два блока умножения, два интегратора, два дифференциатора, причем вторым сумматором, интегратором, блоком умножения, четвертым сумматором, датчиком параметра и задатчиком параметра образован фильтр с переменными параметрами. 1 ил.

Изобретение относится к технике управления устойчивостью транспортных средств. Заявленный способ включает этап определения прогнозируемого коэффициента перераспределения боковой силы автомобиля посредством оценки параметров движения автомобиля на протяжении заданного периода времени, а также этап управления автомобилем на основе прогнозируемого коэффициента перераспределения боковой силы. Прогнозируемое значение коэффициента перераспределения боковой силы может использоваться для определения предрасположенности автомобиля к опрокидыванию до того, как автомобиль начнет функционировать в условиях, вызывающих опрокидывание автомобиля. Благодаря данному потенциалу по прогнозированию функционирование системы предупреждения об опрокидывании автомобиля может быть усовершенствовано и человек, управляющий автомобилем, будет заранее предупрежден о приближающемся опрокидывании. Для предотвращения опрокидывания может быть задействована система предотвращения опрокидывания, содержащая устройства перераспределения крутящего момента, типа электронных дифференциалов повышенного трения. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока при выведении его на заданную орбиту. Техническим результатом изобретения является повышение методической точности формирования заданной орбиты путем коррекции направления вектора тяги маршевого двигателя в конце маневра после перехода в режим ожидания отсечки маршевого двигателя, выполняемый за установленный интервал времени до прогнозируемого момента его выключения. Решение задачи по корректировке направления вектора тяги реализуется путем определения и отработки значений углов тангажа и курса, требуемых для обеспечения компенсации отклонений радиальной и ортогональной скоростей от их требуемых значений на формируемой орбите в момент отключения маршевого двигателя. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области, связанной с управлением движением разгонного блока (РБ) при выведении его на заданную орбиту. Техническим результатом изобретения является повышение точности формируемой орбиты. Он достигается тем, что терминальное управление обеспечивает отработку отклонений от заданной орбиты по радиальной скорости М и радиус-вектору R в прогнозируемый момент Т_пр отсечки маршевого двигателя (МД). При этом фактическая отсечка МД выполняется в момент Т_ф при достижении текущим функционалом энергии заданного в полетном задании значения. При не совпадении моментов Т_пр и Т_ф маневр заканчивается с отклонениями по радиальной скорости V_к и радиус-вектору R_к, что сказывается на точности формируемой орбиты. В предложенном способе прогнозируют параметры движения РБ на момент отсечки МД. По этим параметрам определяют отклонения радиус-вектора и радиальной скорости центра масс РБ от их значений на заданной орбите. Формируют сигналы коррекции управления по углу и угловой скорости РБ в канале тангажа. При этом ограничивают сигнал коррекции по углу тангажа на заданном уровне. Далее изменяют сигнал коррекции по угловой скорости тангажа пропорционально этому уровню ограничения и обратно пропорционально значению сигнала коррекции по углу тангажа, сформированному до указанного ограничения, и на установленном интервале времени до прогнозируемого момента отсечки МД принимают прогнозируемое отклонение по радиус-вектору равным нулю. 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к системам автоматического управления углом крена летательного аппарата. Система автоматического управления углом крена и ограничения угловой скорости крена летательного аппарата содержит последовательно соединенные задатчик угла крена и вычислитель автопилота угла крена, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения элеронов летательного аппарата, датчик угла крена летательного аппарата, последовательно соединенные задатчик максимальной угловой скорости крена, вычислитель автомата ограничения угловой скорости крена и алгебраический селектор максимального сигнала. Выход датчика угла крена летательного аппарата подключен к второму входу вычислителя автопилота угла крена. Выход датчика угловой скорости крена летательного аппарата подключен к третьему входу вычислителя автопилота угла крена. Выход селектора максимального сигнала подключен к входу сервопривода. Второй вход вычислителя автомата ограничения угловой скорости крена соединен с выходом датчика угловой скорости крена. Выход вычислителя автопилота угла крена подключен к второму входу алгебраического селектора максимального сигнала. Обеспечивается повышение точности ограничения угловой скорости крена. 2 ил.

Изобретение относится к управлению движением разгонного блока (РБ) при его выведении на орбиту. Согласно способу после отделения РБ от ракеты-носителя (РН) выполняют прогноз его движения на четырех последовательных временных участках. Первым из них является пассивный участок до заданного момента включения двигателей коррекции импульса для поджатия топлива. Второй участок простирается до момента запуска маршевого двигателя, третий - до начала изменения параметров программы ориентации РБ, четвертый - до момента достижения функционалом энергии заданного значения. В этот момент определяют отклонения от заданной орбиты по радиусу, радиальной скорости и по нормали к плоскости орбиты. Вычисляют чувствительность указанных отклонений к изменению начальных, на момент запуска маршевого двигателя, углов программы ориентации, а также - к скорости изменения данных углов, определенных на момент начала изменения параметров программы ориентации. После этого вычисляют корректирующие поправки к программе ориентации РБ по углам тангажа, рыскания и скоростям их изменения. Определяют новые откорректированные значения параметров программы ориентации и выполняют разворот РБ по указанным углам до достижения их уточненных начальных значений. Стабилизируют продольную ось РБ в соответствующей этим углам ориентации до момента начала отработки откорректированной программы ориентации. Техническим результатом изобретения является снижение энергетических затрат РБ путем корректировки программы его ориентации по тангажу и рысканию при фактических (отличных от номинальных) начальных условиях доразгона, возникших после отделения РБ от РН. 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение при проведении измерений, при фотосъемке и в ряде других областей для фиксации взаимного углового положения объектов в определенные моменты времени, например фотокамеры и объекта съемки, в случаях, когда стабилизировать взаимное угловое смещение объектов механическими средствами невозможно или нецелесообразно. Технический результат - повышение быстродействия. Для достижения данного результата система содержит последовательно соединенные блок регистрации колебаний и процессор. Блок регистрации колебаний выполнен в виде последовательно соединенных измерителя угловых отклонений и амплитудного детектора. Процессор выполнен в виде последовательно соединенных частотного анализатора и блока задержки. Выход синхронизации управляемого объекта соединен с управляющим входом блока задержки, выход которого соединен с входом синхронизации управляемого объекта. 3 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в системах высокоточного управления движением центра масс подвижных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей за счет повышения статической и динамической точности системы управления траекторией движения подвижного объекта. Для достижения данного результата рулевую машину охватывают положительной обратной связью, а в контур системы стабилизации курса вводится разделительный фильтр в виде гибкой обратной связи, отключающий стабилизацию курса на низких частотах и обеспечивающий выполнение условий позиционной инвариантности. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в бортовых системах автоматического управления беспилотными летательными аппаратами. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата система управления содержит датчик угла, датчик угловой скорости, задатчик угла, блок сравнения, цифроаналоговый преобразователь, суммирующий усилитель, исполнительное устройство и элемент запаздывания обратной связи. Величина времени запаздывания _эз элемента запаздывания обратной связи составляет _эз=(0,1÷0,4) _об, где _об - величина постоянной времени летательного аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам с крыльями. Летательный аппарат содержит крылья (10), управляемые элементы (11, 12) на крыльях, датчик для измерения фактической нагрузки на крыло в любой заданный момент времени во время полета и устройство (20) управления, соединенное с датчиком и с управляемыми элементами крыльев. Причем управляемые элементы крыльев выполнены таким образом, чтобы уменьшать максимальную подъемную силу крыльев. Изобретение направлено на уменьшение веса конструкции летательного аппарата. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Заявляемое изобретение относится к способам автоматического управления полетом вертолета по крену и тангажу, использующим комбинированную систему управления КСУ, содержащую систему дистанционного управления СДУ и систему автоматического управления САУ. Сигнал СДУ формируют в виде суммарного сигнала на основе сигнала, соответствующего перемещению ручки управления, и сигнала, соответствующего угловой скорости вертолета по крену или тангажу, и подают его на первый вход привода органов управления угловым положением вертолета. Управляющий сигнал САУ формируют в виде суммарного сигнала на основе сигнала, соответствующего текущему значению перемещения ручки управления, сигнала, соответствующего перемещению ручки управления в момент включения режима «ручка-угол», взятого с противоположным знаком, и сигнала, соответствующего угловому положению вертолета по крену или тангажу. Полученный суммарный сигнал динамически ограничивают посредством интегрирующего устройства, нелинейного элемента с зоной нечувствительности и ограничением и электронного автотриммера. Сформированный управляющий сигнал подают на второй вход привода. Обеспечивается устойчивость по скорости вертолета, а также постоянство градиентов управления , и максимальных значений углов крена и тангажа вертолета во всем диапазоне изменения скоростей полета. 1 ил.

Заявляемое изобретение относится к системам автоматического управления полетом вертолета по крену и тангажу, использующим комбинированную систему управления КСУ, содержащую систему дистанционного управления СДУ и систему автоматического управления САУ. Система автоматического управления угловым положением вертолета содержит датчик угла, датчик положения ручки управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные первый сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика положения ручки управления, а второй вход соединен с выходом датчика угловой скорости, и привод, второй сумматор, последовательно соединенные третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика угла, четвертый сумматор, пятый сумматор и ограничитель, выход которого соединен со вторым входом привода. В систему дополнительно введены интегрирующее устройство, нелинейный элемент с зоной нечувствительности и ограничением, электронный автотриммер и запоминающее устройство, фиксирующее значение данного сигнала в момент включения режима «ручка-угол». Обеспечивается устойчивость по скорости вертолета, а также постоянство градиентов управления , и максимальных значений углов крена и тангажа вертолета во всем диапазоне изменения скоростей полета. 1 ил.

Изобретение относится к системам автоматического управления полетом самолета. Система содержит датчик положения ручки управления, первый сумматор, привод элеронов и элероны, второй сумматор, привод руля направления и руль направления, датчик угловой скорости крена и датчик угловой скорости рысканья, первый префильтр, вход которого соединен с выходом датчика положения ручки управления, третий сумматор, первое звено с зоной нечувствительности и ограничением, второй префильтр, четвертый сумматор, второй нелинейный элемент с зоной нечувствительности и ограничением, первый изодромный фильтр, первый ограничитель, второй изодромный фильтр, второй ограничитель, второе звено с зоной нечувствительности. Технический результат заключается в обеспечении требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне перемещения ручки управления. 1 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления продольным движением летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата производят измерение текущего значения угла тангажа, угла крена, угловой скорости относительно поперечной оси ЛА, текущей высоты полета и вертикальной скорости. При этом формируют сигнал управления на основе функциональной зависимости от основных параметров оценки состояния ЛА. Сформированный сигнал управления подают на руль высоты. Измеряют истинную воздушную скорость, скоростной напор и формируют в процессе полета передаточные коэффициенты по высоте и вертикальной скорости, обеспечивающие оптимальные переходные процессы ЛА по высоте на различных режимах полета. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления продольным движением летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата система управления продольным движением самолета содержит датчик угловой скорости относительно поперечной оси самолета, гировертикаль, блок вычисления модуля, суммирующие усилители, блок формирования заданного значения угла тангажа, датчик высоты, задатчик высоты, блок формирования заданного значения угла тангажа и др. При этом система управления продольным движением самолета обеспечивает оптимальные показатели переходных процессов самолета по высоте во всем эксплуатационном диапазоне изменений скоростей и высот полета. Эффективность предлагаемой системы, реализованной в пилотажно-навигационном комплексе, подтверждена в ходе летных испытаний воздушной мишени, созданной в ОАО «ОКБ «СОКОЛ». 1 з.п. ф-лы, 2 ил.