Системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления, предкрылков и закрылков, тормозных щитков или интерцепторов: ...с автопилотом – B64C 13/18

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 ( ) летательного аппарата в значении опорного угла атаки ( *). Достигается снижение до минимума аэродинамического лобового сопротивления летательного аппарата. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

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.

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 авиации, в частности к устройствам обеспечения безопасности и предупреждения летных происшествий одновинтовых вертолетов на стартовых и взлетно-посадочных режимах. Система состоит из каналов: измерения; формирования эксплуатационных ограничений; индикации; сигнализации. Канал измерения включает аэрометрический канал определения величины, направления и составляющих вектора скорости ветра, спутниковый канал позиционирования и канал определения пространственного углового положения вертолета. Канал формирования эксплуатационных ограничений включает каналы определения допустимых значений углов крена и тангажа, скорости и направления ветра, продольной и боковой составляющих вектора скорости ветра на стоянке, на стартовых и взлетно-посадочных режимах, а каналы индикации и сигнализации включают соответственно каналы отображения текущих и допустимых значений критических параметров эксплуатационных ограничений на стартовых и взлетно-посадочных режимах. Повышается уровень безопасности на стоянке, при рулении и маневрировании по земной поверхности, на взлете и на посадке, на режимах снижения и висения. 1 ил.

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. Способ заключается в формировании управляющего сигнала, вводимого в блок стабилизации, путем его расчета на принципах дифференциальной игры. Расчет сигнала управления осуществляется на основе анализа взаимного расположения минимаксной области достижимости беспилотного летательного аппарата, которая строится с учетом всевозможных возмущений, удовлетворяющих заданным ограничениям, и заданного значения нормальной перегрузки. Изобретение обеспечивает формирование управляющего сигнала с компенсацией внешних ограниченных возмущений с неизвестными статистическими свойствами. 5 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 области систем автоматического управления (САУ) углом тангажа летательного аппарата (ЛА). Система автоматического управления углом тангажа и ограничения угла атаки ЛА содержит последовательно соединенные задатчик угла тангажа и вычислитель автопилота угла тангажа, сервопривод, выходной сигнал которого определяет угол отклонения руля высоты ЛА, датчик угла тангажа ЛА, последовательно соединенные задатчик максимального угла атаки, вычислитель автомата ограничения угла атаки и алгебраический селектор максимального сигнала, датчик угловой скорости ЛА. Выход датчика угла тангажа ЛА подключен к второму входу вычислителя автопилота угла тангажа. Выход алгебраического селектора максимального сигнала подключен к входу сервопривода. Выход датчика угловой скорости крена летательного аппарата подключен к второму входу вычислителя автомата ограничения угла атаки. Выход вычислителя автопилота угла тангажа подключен к второму входу алгебраического селектора максимального сигнала. Достигается обеспечение необходимой точности ограничения угла атаки и обеспечение плавных переходных процессов в САУ углом тангажа. 2 ил.

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 способу пилотирования летательного аппарата в фазе приземления на посадочную полосу. Способ заключается в том, что одновременно и автоматически выдвигают увеличивающие подъемную силу предкрылки (13) и увеличивающие подъемную силу закрылки (14), когда скорость летательного аппарата равна или ниже порога AES. Достигается ускорение перехода от одной конфигурации к другой без использования сверхмощных, тяжелых и объемных средств привода предкрылков и закрылков. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационному бортовому оборудованию и предназначено для установки на гражданские летательные аппараты. Ссистема для поддержки решений экипажа в опасных ситуациях включает датчики состояния двигателей, топливной системы, гидросистемы, системы электроснабжения, системы штурвального управления, системы выпуска шасси и торможения, системы жизнеобеспечения, противообледенительной системы, противопожарной системы, системы автоматического управления, системы воздушных сигналов, системы самолетовождения, бортовой части спутниковой навигационной системы, бесплатформенной инерциальной навигационной системы, радиовысотомера, приборной системы посадки, радиотехнической системы ближней навигации, метеонавигационной радиолокационной станции, системы предупреждения критических режимов, соединенные с мультиплексным каналом информационного обмена, позволяющие анализировать и подавать сигналы в блоки управления этих систем для предотвращения особых ситуаций. Достигается повышение уровня безопасности за счет расширения технических возможностей. 1 ил.

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом самолета. Способ заключается в том, что в качестве параметра, связанного с воздействием летчика, используют перемещение ручки управления. В каналах крена и рысканья формируют сигналы управления, пропорциональные перемещению ручки управления, формируют демпфирующие изодромированные сигналы угловых скоростей крена и рысканья, величины которых при их малых значениях приравнивают нулю. Сформированные сигналы суммируют, полученные суммарные сигналы динамически ограничивают посредством интегрирующих звеньев соответствующих префильтров каналов крена и рысканья. Используют данные сигналы в качестве сигналов обратной связи, которые поступают на входы интегрирующих звеньев в том случае, если абсолютные величины этих сигналов превышают величины ограничения. Дополнительно суммируют эти сигналы с соответствующими демпфирующими изодромированными сигналами угловых скоростей крена и рысканья, которые ранее приравнивались нулю. Сформированные сигналы управления подают на входы соответствующих приводов и под их воздействием отклоняют элероны и руль направления. Технический результат заключается в обеспечении требуемых характеристик управляемости во всем диапазоне перемещения ручки управления. 1 ил.

Изобретение относится к системам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, использующего в продольном канале статический автомат продольного управления. Данная система содержит последовательно соединенные ручку 1 управления, датчик 2 положения ручки управления, вычислитель 3 статического автомата продольного управления, привод 4 и аэродинамический руль 5, интегральный блок 6 датчиков и блок 7 разовых команд. В систему дополнительно введены блок 8 среднеарифметического значения балансировки, сумматоры 9, 13, 17, 21, коммутаторы 10, 14, 16, нелинейные элементы 11, 12 с зоной нечувствительности и ограничением, нелинейный элемент 18 с зоной нечувствительности и гистерезисом, блок 15 временной задержки, интегрирующее устройство 19, счетчик 20 времени, а также блок 22 желаемого балансировочного перемещения ручки управления. Формируют сигнал, соответствующий среднеарифметическому значению балансировки самолета, рассчитанному для предельных значений центровки и веса самолета, и подают его на второй вход привода 4, а также формируют сигнал разбалансировки самолета, вызванной изменением центровки и веса самолета во время полета, и подают его на третий вход привода. Достигается обеспечение устойчивости самолета по скорости. 1 ил.

Изобретение относится к авиационным управляемым ракетам с дифференциальным управлением рулями. Применяется в авиационных катапультных устройствах и предназначено для поражения воздушных и наземных целей. Технической задачей является повышение устойчивости полета и надежности системы стабилизации. В автопилот ракеты, включающий датчики линейных ускорений и угловых скоростей, блоки расчета управляющих сигналов, фильтрующие блоки и сумматоры управляющих сигналов, дополнительно введены блоки ограничения скорости изменения управляющего сигнала в каналах курса и тангажа и формирователь величины ограничения указанной скорости, причем первый вход блока ограничения скорости изменения управляющего сигнала соединен с выходом фильтрующего блока, а второй вход соединен с выходом формирователя величины ограничения, вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости крена, а выход блоков ограничения скорости изменения управляющего сигнала в каналах курса и тангажа соединен с сумматорами управляющих сигналов. 1 ил.

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета, использующего в продольном канале статический автомат продольного управления. Для обеспечения устойчивости самолета по скорости помимо составляющей сигнала управления, сформированной в вычислителе статического автомата продольного управления на основе сигналов датчика положения ручки управления, нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа и поступающей на первый вход аэродинамического руля, дополнительно формируют сигнал, соответствующий среднеарифметическому значению балансировки самолета, рассчитанному для предельных значений центровки и веса самолета, и подают его на второй вход привода. Формируют сигнал, соответствующий разбалансировке самолета, вызванной изменением центровки и веса самолета во время полета, и подают его на третий вход привода, формируют сигнал желаемого балансировочного перемещения ручки управления. Сигнал разбалансировки самолета формируют на основе сигнала нормальной перегрузки и сигнала разности между сигналами датчика положения ручки управления и желаемого балансировочного перемещения ручки управления с учетом режима управления или стабилизации, осуществляемого летчиком. Сигнал, соответствующий разбалансировке самолета, вызванной изменением центровки и веса самолета, обнуляют на режиме «ВЗЛЕТ» и запоминают последнее значение при включении режима «ПОСАДКА». Достигается обеспечение устойчивости по скорости. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способам автоматического управления полетом высокоманевренного самолета. Динамически ограничивают составляющую сигнала управления приводом аэродинамического руля, сформированную на основе сигнала с датчика положения ручки управления и сигнала с интегрального блока датчиков, соответствующего текущему значению нормальной перегрузки. Составляющую сигнала управления приводом пропускают через нелинейный элемент с ограничением и зоной нечувствительности. Сигнал, сформированный на выходе нелинейного элемента, подают на интегрирующее устройство префильтра, формируют компенсационный сигнал «свободного хода» ручки управления. Вычисляют сигнал разности между текущим значением сигнала датчика положения ручки управления и компенсационным сигналом «свободного хода» ручки управления и подают его на префильтр. Достигается улучшение характеристики устойчивости и управляемости системы и повышается безопасность полета. 1 ил.

Изобретение относится к технике автоматического управления пространственным маневрированием самолета, в частности к системам управления самолетом, предусматривающим при отказе информационной системы переключение с основного контура управления на резервный контур управления. На выходе информационной системы формируются сигналы высотно-скоростных параметров, таких как статическое давление, динамический скоростной напор, число Маха. На выходе интегрального блока датчиков формируются сигналы нормальной перегрузки, угловой скорости тангажа и положения ручки. Имеются вычислители основного и резервного контуров управления, коммутатор, привод и аэродинамический руль. В резервный контур управления дополнительно введены запоминающее устройство, два пороговых устройства, логическое устройство и интегрирующее устройство. При отказе информационной системы в системе автоматического управления происходит отключение привода от вычислителя основного контура управления и подключение его к вычислителю резервного контура управления. При этом в резервном контуре управления запоминаются высотно-скоростные параметры полета на момент отказа информационной системы и определяется пространственное положение самолета. В соответствии с пространственным положением, занимаемым самолетом в момент отказа информационной системы, выбираются фиксированные значения высотно-скоростных параметров и время, за которое их необходимо изменить от значений в момент отказа информационной системы до выбранных значений. Изобретение позволяет осуществить «безударный» (без динамических ошибок по управляющим сигналам перегрузки, угловой скорости) переход на резервный контур управления и повысить безопасность полета. 1 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления пространственным маневрированием самолета. Способ предусматривает при отказе информационной системы переключение с основного контура управления на резервный контур управления. В резервном контуре управления запоминают текущие значения высотно-скоростных параметров полета. Устанавливают передаточные числа по сигналам с интегрального блока датчиков равными в основном и резервном контурах управления и соответствующими сигналам с информационной системы о текущих высотно-скоростных параметрах. Это позволяет осуществить «безударное» переключение с основного контура управления на резервный контур управления в случае отказа информационной системы. При отказе информационной системы формируют управляющий сигнал резервного контура. При этом передаточные числа по сигналам с интегрального блока датчиков изменяют во времени в зависимости от запомненных величин высотно-скоростных параметров в момент отказа информационной системы таким образом, чтобы обеспечить требуемые характеристики устойчивости и управляемости при полете самолета по траектории возврата на аэродром. Изобретение позволяет повысить безопасность полета высокоманевренного самолета при отказе информационной системы. 1 ил.

Изобретение относится к области управления пространственным маневрированием самолета. Система автоматического управления (САУ) креном самолета содержит задатчик угла крена, датчики угла крена и угловой скорости крена, первый и второй сумматоры, связанные с датчиком угла крена, третий сумматор и интегрирующее устройство. Дополнительно в САУ введены последовательно соединенные блок выделения модуля, первые устройство сравнения и блок коммутации, последовательно соединенные устройство определения знака и множительное устройство, выход которого подключен ко второму входу первого блока коммутации. В САУ также введены последовательно соединенные инвертор, четвертый сумматор, второй блок коммутации и запоминающее устройство, последовательно соединенные дифференцирующее устройство и второе устройство сравнения, выход которого подключен ко второму входу второго блока коммутации, а также пятый сумматор, третье устройство сравнения и устройство «чистое запаздывание». Один из входов первого сумматора соединен с выходом задатчика угла крена, а выход подключен к входам блока выделения модуля, устройства определения знака и первому входу третьего сумматора. Второй вход последнего соединен с выходом первого блока коммутации, а выход подключен к первому входу интегрирующего устройства и к соответствующему входу второго сумматора, еще один вход которого связан с датчиком угловой скорости крена. Первый вход инвертора соединен с выходом интегрирующего устройства, подключенным к первому входу пятого сумматора. Второй вход инвертора соединен с выходом второго сумматора, подключенным ко второму входу пятого сумматора. Вход дифференцирующего устройства соединен с выходом датчика угла крена. Выход запоминающего устройства подключен к третьему входу пятого сумматора, выход которого является выходом САУ и подключен к входам третьего устройства сравнения и устройства «чистое запаздывание», выходы которых подключены ко вторым входам соответственно интегрирующего устройства и четвертого сумматора. САУ индифферентна к скачкообразным изменениям сигнала датчика угла крена. Присутствие в сигнале, управляющем приводом бокового канала, непосредственно сигнала рассогласования между текущим и заданным значениями угла крена, а также интеграла от данного сигнала обеспечивает повышение быстродействия САУ. Динамическое ограничение управляющего сигнала снижает перерегулирование в переходных процессах. 1 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления пространственным маневрированием самолета, в частности к системам управления самолетом, реализующим режим выведения самолета в горизонтальный полет. Данная система автоматического управления в режиме выведения самолета в горизонтальный полет предусматривает перекрестное управление продольным и поперечным каналами. Для этого в системе сигнал заданной нормальной перегрузки формируют как сигнал, пропорциональный произведению сигналов, соответствующих вертикальной скорости и абсолютной величине текущего угла крена, причем этот сигнал формируют таким образом, чтобы при углах крена по абсолютной величине, меньших 80°, он был отрицательным, при углах крена от 80° до 100° - равным нулю, а при углах крена по абсолютной величине, больших 100°, - положительным. Сигнал заданного значения угла крена формируют как сигнал, зависящий от вертикальной скорости, с учетом знака угла крена в момент включения режима выведения самолета в горизонтальный полет. Если в этот момент сумма сигналов, соответствующих значениям текущего угла крена и текущей угловой скорости крена, не превышает по абсолютной величине сигнал, соответствующий углу крена 180°, знак сигнала заданного значения угла крена соответствует знаку угла крена. Если сумма данных сигналов превышает по абсолютной величине сигнал, соответствующий углу крена 180°, знак сигнала, соответствующего заданному значению угла крена, меняется на противоположный. Кроме того, в данной системе автоматического управления предусмотрено принудительное включение автомата тяги, посредством которого управляют приборной скоростью. Изобретение позволяет повысить безопасность полета путем существенного уменьшения времени выведения самолета в горизонтальный полет и снижения вероятности выхода самолета за область предельно допустимых значений приборной скорости. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления пространственным маневрированием самолета, в частности к управлению самолетом в режиме выведения в горизонтальный полет. Способ предусматривает перекрестное управление продольным и боковым каналами системы автоматического управления. Для этого сигнал заданной нормальной перегрузки формируют как сигнал, пропорциональный произведению сигналов, соответствующих вертикальной скорости и абсолютной величине текущего угла крена. Этот сигнал при углах крена, по абсолютной величине меньших 80°, принимают отрицательным, при углах крена от 80° до 100° - равным нулю, а при углах крена, по абсолютной величине больших 100°, - положительным. Сигнал заданного значения угла крена формируют как сигнал, пропорциональный вертикальной скорости, со знаком, соответствующим знаку угла крена в момент включения режима выведения самолета в горизонтальный полет, если в этот момент сумма сигналов, соответствующих значению текущего угла крена и значению текущей угловой скорости крена, не превышала по абсолютной величине сигнал, соответствующий углу крена 180°. В противном случае знак сигнала, соответствующего заданному значению угла крена, меняют на противоположный. Кроме того, в момент включения режима выведения самолета в горизонтальный полет принудительно включают в контур управления автомат тяги, посредством которого управляют приборной скоростью. Способ позволяет повысить безопасность полета за счет уменьшения времени приведения самолета в режим горизонтального полета и снижения вероятности полета в области, не соответствующей предельно допустимым значениям приборной скорости. 1 ил.

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, в частности к автопилотам зенитных управляемых ракет (ЗУР), и может быть использовано в ЗУР, имеющих симметричную аэродинамическую компоновку. Автопилот для симметричной ЗУР включает в себя два идентичных канала поперечного управления, каждый из которых содержит последовательно включенные формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению и формирователь сигнала управления приводом пары рулей, находящихся в одной плоскости, и канал управления углом крена, содержащий последовательно включенные формирователь сигнала ошибки по крену и формирователь сигнала управления приводом всех рулей ракеты. Кроме того, имеется блок компенсации аэродинамической взаимосвязи каналов автопилота, выход которого подключен ко второму входу сумматора, первый вход которого соединен с выходом канала управления углом крена. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение точности управления зенитных управляемых ракет. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, в частности к устройствам управления зенитными управляемыми ракетами (ЗУР) симметричной аэродинамической компоновки, стабилизированными по крену. Автопилот включает в себя два идентичных по структуре канала поперечного управления (КПУ), выходы которых подключены к блоку формирования сигналов управления приводами рулей ракеты, последовательно соединенные блок приема первичной полетной информации, блок формирования законов коррекции передаточных чисел, блок распределения законов коррекции передаточных чисел. Каждый из КПУ содержит последовательно включенные датчик поперечной перегрузки, блок сравнения, первый усилитель коррекции, первый сумматор, первый интегратор и второй сумматор, выход которого является выходом КПУ, а также датчик угловой скорости, к выходу которого подключены второй и третий усилители коррекции, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора. Выходы блока приема первичной полетной информации также связаны с блоком сравнения каждого из КПУ, а усилители коррекции каждого КПУ охвачены отрицательными обратными связями через элементы блока распределения законов коррекции передаточных чисел автопилота. Технический результат - расширение функциональных возможностей автопилота симметричной ЗУР, стабилизированной по крену. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиации и ракетной технике, к системам управления, действующим автоматически, с автопилотом. Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата включает в себя сумматор, усилитель, рулевую машину, руль высоты, обратную связь, свободный гироскоп тангажа, датчик угловой скорости и высотомер с выходами по значениям высоты и скорости ее изменения. Причем выходы свободного гироскопа тангажа и датчика угловой скорости соединены с входами сумматора, а выход сумматора соединен с входом усилителя, выход которого подключен к входу рулевой машины. Выход рулевой машины соединен с рулем высоты и через обратную связь подключен к входу сумматора. Кроме этого, система содержит дополнительно два блока формирования сигналов рассогласования между истинной высотой полета и заданной, коммутатор и интегратор. Коммутатор имеет два входа, первый из которых соединен с выходом высотомера по значению высоты, второй вход подключен к выходу высотомера по значению скорости изменения высоты, и два выхода, причем выход коммутатора по значению высоты полета соединен с входами первого и второго блоков формирования сигналов рассогласования, а выход по значению скорости изменения высоты полета - с входом сумматора, вход интегратора подключен к выходу второго блока формирования сигнала рассогласования, а выходы интегратора и первого блока формирования сигнала рассогласования подключены к входам сумматора. Техническим результатом является обеспечение стабилизации высоты полета ЛА без перерегулирования после быстрого изменения высоты полета. 2 ил.

Изобретение относится к авиационному приборостроению и касается создания автопилотов угла крена летательного аппарата. Адаптивный автопилот для контролирования угла крена летательного аппарата имеет последовательно соединенные задатчик угла крена, первый блок разности, первый усилитель и второй блок разности, при этом сервопривод имеет выход для формирования сигнала отклонения элеронов летательного аппарата, датчик угловой скорости крена летательного аппарата последовательно соединен с корректирующей обратной связью, выход которой подключен ко второму входу второго блока разности, датчик угла крена летательного аппарата имеет выход, подключенный ко второму входу первого блока разности. В адаптивный автопилот угла крена дополнительно введены последовательно соединенные эталонная модель, к входу которой подключен выход второго блока разности, третий блок разности, ко второму входу которого подключен выход датчика угловой скорости, дифференциатор, второй усилитель, блок суммирования, к первому входу которого подключен выход второго блока разности, и первый блок умножения, ко второму входу которого подключен выход интегратора, причем ко входу интегратора подключен выход второго блока умножения, к первому и второму входам которого подключены соответственно выход второго блока разности и выход дифференциатора. Технический результат заключается в обеспечении требуемой динамической точности управления углом крена в широком диапазоне изменения параметров летательного аппарата посредством введения в структуру автопилота комбинированного контура настройки. 2 ил.

Изобретение относится к способам автоматического управления пространственным маневрированием самолета при ограниченной тяге силовой установки. Согласно данному способу управления скоростью полета V(t) и углом наклона траектории (t) осуществляют в соответствии с алгоритмом, синтезирующим величины отклонения рукоятки сектора газа _сг и нормальной перегрузки n_у(t) с учетом ограничений по тяге и параметрам движения при использовании всех органов управления самолета, необходимых для реализации допустимых траекторий полета и работающих синхронно. Если при выполнении маневра для поддержания заданной скорости полета тяги не хватает или она избыточна, корректируют величину угла наклона траектории, исходя из условий функционирования контура управления скоростью, при этом контур управления скоростью обладает высшим приоритетом при распределении общего ресурса тяги. Технический результат - повышение безопасности полета по всем возможным профилям маневрирования в эксплуатационной области разрешенных скоростей полета при автоматическом траекторном управлении самолетом. 1 ил.

Изобретение относится к технике управления беспилотными летательными аппаратами (ЛА) при возникновении нештатной (аварийной) ситуации на трассах полета, проходящих через густонаселенные районы. Устройство содержит блок двигательной установки (ДУ), предназначенный для выдачи тяговых и управляющих импульсов, и блок контроля аварийности. Кроме того, оно снабжено блоком памяти зон фазовых координат и счетно-решающим блоком, предназначенным для организации работы всех блоков и для проведения расчетов, а также блоком локализации зон аварийности. Последний формирует на своем выходе команду на включение управляющих ДУ, подаваемую на соответствующий вход блока ДУ. Счетно-решающий блок соединен входами с блоками контроля аварийности и памяти зон фазовых координат, а выходами - с блоком локализации зон аварийности и с блоком ДУ для выдачи в этот блок команд на включение и выключение ДУ увода ЛА. Изобретение обеспечивает безопасность населения и хозяйственных сооружений при возникновении нештатной (аварийной) ситуации по трассе полета ЛА. 1 ил.