G - Physics – 05 – D
Patent
G - Physics
05
D
G05D 1/08 (2006.01) B64C 19/02 (2006.01) F41G 3/22 (2006.01)
Patent
CA 2133568
2133568 9323716 PCTABS00028 During operation of a flight control system in a coupled aiming mode, wherein a fire control system (55) azimuth command and elevation command provide an aircraft attitude reference, a bank angle calculation function (1077) provides a bank angle signal to place the aircraft in a roll angle which results in a substantially coordinated turn. The bank angle signal is determined primarily as a function of an aiming line of sight heading rate for small azimuth commands, and is determined primarily as a function of aircraft heading rate for large azimuth commands. Additionally, the bank angle initially comprises a component as a function of aircraft lateral acceleration for driving aircraft lateral acceleration to zero, and after the aircraft assumes a roll attitude for turn coordination, the bank angle comprises a component as a function of aircraft side slip for driving aircraft side slip to zero. Automatic turn coordination is disabled if the pilot maneuvers the aircraft to avoid a coordinated turn, and is re-enabled if the pilot maneuvers the aircraft into a coordinated turn attitude. A rate feedback path (143) is provided during operation in the coupled aiming mode wherein aircraft yaw and pitch rate error signals are respectively replaced by the rate of change of the azimuth command and the elevation command. During operation in the coupled aiming mode, intended pilot commanded maneuvers maintain full authority at all times.
Lors du fonctionnement d'un système de commande de vol dans un mode de pointage accouplé dans lequel un ordre azimutal du système de commande de tir (55) et un ordre d'élévation fournissent une référence d'assiette de l'aéronef, une fonction (1077) de calcul de l'angle d'inclinaison latérale fournit un signal d'inclinaison latérale destiné à placer l'aéronef dans un angle de roulis qui entraîne un virage pratiquement coordonné. Le signal d'angle d'inclinaison latérale est déterminé principalement en tant que fonction d'une vitesse de variation du cap de la ligne de pointage pour les ordres correspondant à de petits changements d'azimut et est déterminé principalement en tant que fonction d'une vitesse de variation du cap de l'aéronef pour les ordres correspondant à de grands changements d'azimut. De plus, l'angle d'inclinaison latérale comprend initialement une composante qui est une fonction de l'accélération latérale de l'aéronef pour amener l'accélération latérale de l'aéronef à zéro, et après que l'aéronef prend une assiette latérale en vue de la coordination de virage, l'angle d'inclinaison latérale comprend une composante qui est une fonction du dérapage de l'aéronef pour amener le dérapage de l'aéronef à zéro. La coordination automatique de virage est invalidée si le pilote manoeuvre l'aéronef pour éviter un virage coordonné et est réenclenchée si le pilote manoeuvre l'aéronef de manière à lui faire prendre une assiette de virage coordonné. Une boucle de retour (143) est prévue pendant le fonctionnement en mode de pointage accouplé dans lequel les signaux d'erreur de la vitesse de variation en tangage et en lacet sont remplacés respectivement par la vitesse de modification de l'ordre d'azimut et de l'ordre d'élévation. Pendant le fonctionnement en mode de pointage accouplé, les manoeuvres commandées par le pilote sont prioritaires à tout moment.
Fowler Donald W.
Lappos Nicholas D.
Ogilvy Renault Llp/s.e.n.c.r.l.,s.r.l.
United Technologies Corporation
LandOfFree
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