RU2084375C1

RU2084375C1 - Twin-engined aircraft control system

Info

Publication number: RU2084375C1
Application number: RU95103117A
Authority: RU
Inventors: М.П. Симонов; Н.Ф. Никитин; Ю.И. Шенфинкель; О.Г. Калибабчук; П.Б. Москалев
Original assignee: Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого"
Priority date: 1995-02-28
Filing date: 1995-02-28
Publication date: 1997-07-20
Also published as: RU95103117A

Abstract

FIELD: aircraft control systems. SUBSTANCE: control system includes longitudinal and transversal stick position sensors, control surface position sensor, pitch-rate and roll-rate pick-ups, pitch and yaw channels, starboard and port engine electrical adders and electrohydraulic actuators, booster device, electrical mechanisms-adders and manual starboard and port engine thrust control systems. EFFECT: enhanced reliability. 4 dwg

Description

Изобретение относится к системам управления самолетов посредством изменения вектора тяги. The invention relates to aircraft control systems by changing the thrust vector.

Наиболее близким аналогом является система, примененная на демонстрационном самолете F-15 S MTD. The closest analogue is the system used on the demonstration aircraft F-15 S MTD.

В этой системе сигналы датчиков положения органов управления и параметров полета поступают с вычислительные устройства, формирующие требуемые углы отклонения вектора тяги и величины осевых составляющих тяги каждого двигателя. Эта информация поступает в другой вычислитель, который формирует команды на отклонения каждой из створок, расположенных в выходных соплах двигателей. Расширяющая часть сопла имеет прямоугольное сечение (плоское сопло) с подвижными верхней и нижней створками. При отклонении этих створок вверх или вниз соответственно отклоняется вектор тяги. Кроме того, в сужающейся части сопла расположены две створки, обеспечивающие изменение площади выходной части сопла вплоть до его полного закрытия, и верхняя и нижняя решетка с поворотными створками. Изменением площади выходной части сопла и углов установки поворотных створок обеспечивается изменение осевой составляющей тяги каждого двигателя. In this system, the signals of the position sensors of the controls and flight parameters are received from computing devices that form the required angles of deviation of the thrust vector and the magnitude of the axial components of the thrust of each engine. This information goes to another computer, which generates commands for the deviations of each of the valves located in the output nozzles of the engines. The expanding part of the nozzle has a rectangular cross section (flat nozzle) with movable upper and lower flaps. When these flaps deviate up or down, the thrust vector is deflected accordingly. In addition, in the tapering part of the nozzle there are two flaps, providing a change in the area of the output part of the nozzle until it is completely closed, and an upper and lower grill with rotary flaps. By changing the area of the nozzle exit part and the installation angles of the rotary flaps, the axial component of the thrust of each engine is changed.

Таким образом, продольный момент для управления самолета создается отклонением вектора тяги обоих двигателей вверх или вниз при помощи поворота створок в расширяющейся части сопла, поперечный отклонением вектора тяги одного двигателя вверх, а другого вниз, путевой уменьшением осевого составляющей одного двигателя и увеличением другого при помощи створок в сужающейся части сопла и поворотом створок решетки, расположенной там же. Thus, the longitudinal moment for controlling the aircraft is created by deflecting the thrust vector of both engines up or down by turning the flaps in the expanding part of the nozzle, lateral by deflecting the thrust vector of one engine up and the other down, by directionally decreasing the axial component of one engine and increasing the other by means of the flaps in the tapering part of the nozzle and by turning the sash lattice located in the same place.

Управление модулем тяги каждого двигателя производится вручную летчиком при помощи штатных систем управления тягой, воздействующих на регуляторы тяги. The thrust module of each engine is controlled manually by the pilot using standard thrust control systems acting on thrust regulators.

Недостатком такой системы является ее сложность и большой вес, что обуславливается значительным количеством поворотных створок, а следовательно, и электрогидроприводов, управляющих ими. Так, на самолете F-15 S MTD каждое сопло имеет восемь электрогидравлических приводов, что свидетельствует о сложности и большом весе этой системы. Ввиду этого, такая система применена лишь на демонстрационном самолете и ее применение на эксплуатируемом самолете практически невозможно. Сложность и большой вес указанной системы обусловлены в основном тем, что для создания путевого момента разнотяг обоих двигателей обеспечивается при помощи изменения площади выходной части сопла и угла установки створок решетки. Отклонение вектора тяги вверх или вниз реализуется сравнительно просто и может быть выполнено как при помощи отклонения верхней и нижней створок (в случае плоского сопла), так и отклонением всего сопла целиком. В этом случае для поворота вектора тяги требуется всего по одному электрогидравлическому приводу на каждый двигатель. Однако, при этом не обеспечивается создание момента для управления самолетом по рысканью. The disadvantage of this system is its complexity and high weight, which is caused by a significant number of rotary flaps, and consequently, of the electrohydraulic actuators that control them. So, on an F-15 S MTD, each nozzle has eight electro-hydraulic drives, which indicates the complexity and weight of this system. In view of this, such a system is used only on a demonstration aircraft and its use on an operated aircraft is practically impossible. The complexity and heavy weight of this system are mainly due to the fact that to create the travel moment, the difference between the two engines is provided by changing the area of the nozzle exit part and the angle of installation of the grating flaps. The deviation of the thrust vector up or down is relatively simple and can be done both by deflecting the upper and lower flaps (in the case of a flat nozzle), or by deflecting the entire nozzle. In this case, rotation of the thrust vector requires only one electro-hydraulic drive for each engine. However, this does not provide a moment for yaw control of the aircraft.

Задачей, решаемой настоящим изобретением, является создание систем управления самолетом с помощью изменения вектора тяги, со значительно меньшим, по сравнению с рассматриваемым прототипом, количеством электрогидравлических приводов и отклоняемых створок, а следовательно, более простой и легкой. The problem solved by the present invention is the creation of aircraft control systems by changing the thrust vector, with significantly less, compared with the prototype, the number of electro-hydraulic actuators and deflectable wings, and therefore simpler and easier.

Поставленная задача решается тем, что разнотяг для создания момента рыскания создается посредством изменения подачи топлива в каждый двигатель и вектор тяги на каждом двигателе поворачивается только вверх или вниз на сравнительно небольшие углы (-15^o).The problem is solved in that the drawbar to create a yaw moment is created by changing the fuel supply to each engine and the thrust vector on each engine is rotated only up or down at relatively small angles (-15 ^o ).

Это достигается тем, что в систему управления двухдвигательного самолета посредством управления вектором тяги двигателей, содержащую датчики продольного и поперечного положения ручки управления самолета, датчик положения руля направления, датчик угловой скорости тангажа и крена, вычислитель канала тангажа, входы которого соединены с выходами датчика продольного положения ручки управления и датчиком угловой скорости тангажа, вычислитель канала крена, входы которого соединены с выходами датчика поперечного положения ручки управления и датчика угловой скорости крена, вычислитель канала рысканья, входы которого соединены с выходами датчика положения руля направления и датчика угловой скорости тангажа, электрогидравлические приводы поворота правого и левого сопла, системы управления тягой правого и левого двигателей, дополнительно введены электрический сумматор правого двигателя, первый вход которого соединен с выходом вычислителя канала тангажа, а второй с выходом вычислителя канала крена, электрический сумматор левого двигателя, прямой вход которого соединен с выходом вычислителя тангажа, инвертирующий с выходом вычислителя крена, а выходы электрических сумматоров соединены соответственно с входами электрогидравлических приводов, форсирующее устройство, соединенное по первому входу с выходом вычислителя канала рысканья, два электромеханизма-сумматора, первый вход одного из которых подключен к прямому выходу форсирующего устройства, второй к инвентирующему выходу этого же устройства, а вторые входы к выходам систем ручного управления тягой правого и левого двигателей, при этом электрические выходы электромеханизмов-сумматоров подключены соответственно к второму и третьему входами форсирующего устройства, а механические выходы соединены с входами регуляторов тяги правого и левого двигателей. This is achieved by the fact that in the control system of a twin-engine aircraft by controlling the thrust vector of the engines containing the longitudinal and transverse sensors of the aircraft control stick, the rudder position sensor, the pitch and roll angular velocity sensor, the pitch channel calculator, the inputs of which are connected to the outputs of the longitudinal position sensor control handles and pitch angular velocity sensor, roll channel calculator, the inputs of which are connected to the outputs of the transverse position sensor of the control handle and a roll angular velocity sensor, a yaw channel calculator, the inputs of which are connected to the outputs of the rudder position sensor and pitch angular velocity sensor, electro-hydraulic drives for turning the right and left nozzles, right and left engine traction control systems, an electric right adder is additionally introduced, the first input which is connected to the output of the pitch channel calculator, and the second to the output of the roll channel calculator, the electric adder of the left engine, the direct input of which is connected to the output of the pitch calculator, inverting with the output of the roll calculator, and the outputs of the electric totalizers are connected respectively to the inputs of the electro-hydraulic drives, a forcing device connected at the first input to the output of the yaw channel calculator, two electromechanisms-adders, the first input of one of which is connected to the direct output of the boost device , the second to the inventory output of the same device, and the second inputs to the outputs of the manual control systems for thrust of the right and left engines, while The outputs of the electromechanism-adders are connected respectively to the second and third inputs of the boosting device, and the mechanical outputs are connected to the inputs of the traction controllers of the right and left engines.

На фиг. 1 представлена блок-схема предлагаемой системы. In FIG. 1 shows a block diagram of the proposed system.

На фиг. 2 изображена схема форсирующего устройства. In FIG. 2 shows a diagram of a boosting device.

На фиг. 3 изображен вариант схемы электромеханизма-сумматора, когда самолет имеет электродистанционную систему ручного управления тягой двигателей. In FIG. 3 shows a variant of the electromechanism-adder circuit when the aircraft has an electric remote control system for manually controlling the engine thrust.

На фиг. 4 вариант схемы электромеханизма-сумматора, когда самолет имеет механическую систему ручного управления тягой двигателей. In FIG. 4 variant of the electromechanism-adder circuit, when the aircraft has a mechanical system for manual control of engine thrust.

Система содержит датчики продольного 1 и поперечного 2 положения ручки управления самолета, датчик 3 положения руля направления, датчики угловых скоростей тангажа 4 и крена 5, вычислители канала тангажа 6, канала крена 7, канала рысканья 8, электрические сумматоры правого 9 и левого 10 двигателей, электрогидравлические приводы 11, 12, форсирующее устройство 13, электромеханизмы-сумматоры 14, 15, систему ручного управления тягой правого 16 и левого 17 двигателей и регуляторы-тяги 18, 19. При этом выход датчика продольного положения 1 ручки соединен с входом вычислителя канала тангажа 6, выход датчика поперечного положения 2 с входом вычислителя канала крена 7, а выход датчика положения руля направления 3 с входом вычислителя канала рыскания 8. Выход датчика угловых скоростей тангажа 4 соединен с вторыми входами вычислителей канала тангажа 6 и канала рысканья 8, а выход датчика угловых скоростей крена 5 с вторым входом вычислителя канала крена 7. Выход вычислительная канала тангажа 6 соединен с прямыми входами электрических сумматоров правого 9 и левого 10 двигателей, а выход вычислителя канала крена 7 соединен с прямым входом электрического сумматора правого двигателя 9 и инвертирующим входом электрического сумматора левого 10 двигателя. Выходы электрических сумматоров 9, 10 соединены с входами электрогидравлических приводов 11, 12. The system contains sensors of longitudinal 1 and transverse 2 positions of the aircraft control stick, rudder position sensor 3, pitch 4 and roll 5 angular velocity sensors, pitch 6 channel calculators, roll 7 channel, yaw channel 8, electric adders of the right 9 and left 10 engines, electro-hydraulic actuators 11, 12, forcing device 13, electromechanism-adders 14, 15, a system for manual control of thrust of the right 16 and left 17 engines and thrust regulators 18, 19. In this case, the output of the sensor for longitudinal position 1 of the handle is connected to the input the pitch channel calculator 6, the output of the transverse position sensor 2 with the input of the roll channel calculator 7, and the output of the rudder position sensor 3 with the input of the yaw channel calculator 8. The output of the pitch angular velocity sensor 4 is connected to the second inputs of the pitch channel calculator 6 and the yaw channel 8, and the output of the angular velocity sensor roll 5 with the second input of the calculator of the roll channel 7. The output of the computational channel of the pitch 6 is connected to the direct inputs of the electric adders of the right 9 and left 10 engines, and the output of the calculator of the cr channel 7 is connected to the direct input of the right electric motor of the adder 9 and the inverting input of the adder of the left electric motor 10. The outputs of the electric adders 9, 10 are connected to the inputs of the electro-hydraulic actuators 11, 12.

Выход вычислителя канала рысканья 8 соединен с первым входом форсирующего устройства 13, второй и третий входы которого подсоединены к электрическим выходам электромеханизмов-сумматоров 14, 15. Прямой выход форсирующего устройства 13 подключен к первому входу одного из электромеханизмов-сумматоров 14, а инвертирующий выход к первому входу второго сумматора 15. Вторые входы электромеханизмов-сумматоров 14, 15 подключены к системам ручного управления 16, 17 тягой двигателей, а их механические выходы соединены с выходами регуляторов тяги 18, 19. The output of the yaw channel calculator 8 is connected to the first input of the boosting device 13, the second and third inputs of which are connected to the electrical outputs of the electromechanism adders 14, 15. The direct output of the boosting device 13 is connected to the first input of one of the electromechanism adders 14, and the inverting output to the first the input of the second adder 15. The second inputs of the electromechanism-adders 14, 15 are connected to the manual control systems 16, 17 of the engine traction, and their mechanical outputs are connected to the outputs of the traction controllers 18, 19.

Форсирующее устройство 13 содержит получаемый сигнал разнотяга 20, усилитель 21 с коэффициентом усиления К, сумматор 22, запаздывающий фильтр 23 с передаточной функцией К₁/Т_р+1. Устройство содержит также сумматор 24 и инвертор 25.The forcing device 13 contains the received signal of the draw rod 20, an amplifier 21 with a gain K, an adder 22, a delay filter 23 with a transfer function K ₁ / T _p +1. The device also contains an adder 24 and an inverter 25.

Электромеханизмы-сумматоры 14, 15 содержат усилитель 25, электродвигатель 27, редуктор 28 и датчик обратной связи 29. Редуктор 28 выполнен с выходным звеном 30. The electromechanism-adders 14, 15 contain an amplifier 25, an electric motor 27, a gearbox 28 and a feedback sensor 29. The gearbox 28 is made with the output link 30.

Сигналы с датчиков продольного 1 и поперечного 2 положения ручки управления самолета, датчика положения руля направления 3, датчиков угловых скоростей тангажа 4 и крена 5 поступают на входы вычислителей канала тангажа 6, канала крена 7 и канала рысканья 8. В вычислителях на основе пришедшей с датчиков информации формируются сигналы требуемых углов синфазного и дифференциального отклонения сопл, необходимых для создания продольных и поперечных моментов от вектора тяги, а также величина разнотяга для создания момента рысканья. The signals from the sensors of the longitudinal 1 and transverse 2 positions of the aircraft’s control handle, rudder position sensor 3, pitch angular velocity sensors 4 and roll 5 are fed to the inputs of pitch channel calculators 6, roll channel 7 and yaw channel 8. In computers based on the data received from the sensors Information signals are generated of the required angles of the common-mode and differential deviation of the nozzles necessary to create longitudinal and transverse moments from the thrust vector, as well as the magnitude of the draw rod to create the yaw moment.

Сигналы синфазного отклонения сопел определяются по формуле δ_ν=K_νf_ν+μ_z•ω_z•W₁(p), а сигналы дифференциального отклонения по формуле
δ_γ=K_γf_γ+μ_xω_x•W₂(p),
где
δ_ν; δ_γ требуемые углы синфазного и дифференциального отклонения сопл;
f_ν; f_γ продольные и поперечные отклонения ручки управления самолетом;
w_z; ω_x угловые скорости самолета вокруг осей Z и X;
W₁(P); W₂(P) передаточные функции фильтров, обеспечивающих фильтрацию упругих самолетов;
K_ν, K_γ; μ_x, μ_z коэффициенты усилия.The common-mode deviation signals of the nozzles are determined by the formula δ _ν = K _ν f _ν + μ _z • ω _z • W ₁ (p), and the differential deviation signals by the formula
δ _γ = K _γ f _γ + μ _x ω _x • W ₂ (p),
Where
δ _ν ; δ _{γ the} required angles of the common-mode and differential deviation of the nozzles;
f _ν ; f _γ longitudinal and lateral deviations of the aircraft control stick;
w _z ; ω _{x the} angular velocity of the aircraft around the axes Z and X;
W ₁ (P); W ₂ (P) transfer functions of filters that filter elastic planes;
K _ν , K _γ ; μ _x , μ _{z are} stress factors.

Сигналы синфазного и дифференциального отклонения из вычислителей крена 7 и тангажа 6 поступают на электрические сумматоры правого 9 и левого 10 двигателей, причем на сумматоре правого двигателя сигналы суммируются, а на сумматоре левого двигателя вычитаются, так как сигнал с вычислителя крена поступает на инвертирующий вход сумматора. Таким образом, на выходе сумматоров по формулам δ_пр=δ_ν+δ_γ и δ_лев= δ_v-δ_γ формируются сигналы требуемых углов отклонения вектора тяги правого и левого двигателей. Эти сигналы поступают на электрогидравлические привода 11, 12, которые реализуют требуемые отклонения векторов.The common-mode and differential deviation signals from the roll 7 and pitch 6 calculators are fed to the electric adders of the right 9 and left 10 engines, and the signals are added to the right engine adder and subtracted from the left engine adder, since the signal from the roll calculator is fed to the inverting input of the adder. Thus, at the output of the adders according to the formulas δ _pr = δ _ν + δ _γ and δ _lion = δ _v -δ _γ , the signals of the required angles of deviation of the thrust vector of the right and left engines are formed. These signals are fed to the electro-hydraulic actuators 11, 12, which realize the required deviations of the vectors.

Сигнал разнотяга формируется в вычислителе канала рысканья на основании сигналов положения рулей направления по формуле:

,
где δ_p требуемое значение разнотяга;
f_рн отклонение руля направления;

коэффициенты усиления.The differential link signal is generated in the yaw channel calculator based on the position rudder signals according to the formula:

,
where δ _{p the} desired value of the drawbar;
f _pH deviation rudder;

gain factors.

В данной формуле сигнал отклонения руля направления определяет значение разнотяга, необходимое для управления самолетом по рысканью, а сигнал датчика угловой скорости ω_z определяют величину разнотяга, необходимую для компенсации гироскопического момента двигателей, при вращении самолета вокруг оси Z.In this formula, the rudder deflection signal determines the value of the differential rod required for yaw control of the aircraft, and the signal of the angular velocity sensor ω _z determines the magnitude of the differential rod required to compensate for the gyroscopic moment of the engines when the aircraft rotates around the Z axis.

Сформированный в вычислителе канала рысканья сигнал разнотяга поступает на вход форсирующего устройства 13, которое устанавливается для компенсации запаздывания между заданным сигналом разности и изменением тяги двигателя. Кроме того, формирующее устройство обеспечивает увеличение изменения тяги одного двигателя, в случае если регулятор тяги другого двигателя находится в крайнем положении. Сигналы с форсирующего устройства поступают на электромеханизмы-сумматоры 14, 15, где суммируются с сигналами систем ручного управления тягой 16, 17. Электромеханизмы-сумматоры перемещают входные звенья тяги, что обеспечивает ее необходимое изменение для каждого двигателя. Схема форсирующего устройства 13 и его взаимодействие с электромеханизмами-сумматорами 14, 15 приведена на фиг. 2. Formed in the yaw channel calculator, the differential signal arrives at the input of the boosting device 13, which is set to compensate for the delay between the specified difference signal and the change in engine thrust. In addition, the forming device provides an increase in the thrust of one engine, if the thrust regulator of the other engine is in the extreme position. The signals from the boosting device are fed to the electromechanism adders 14, 15, where they are summed with the signals of the manual traction control systems 16, 17. The electromechanism adders move the input links of the thrust, which ensures its necessary change for each engine. The circuit of the boosting device 13 and its interaction with the electromechanism-adders 14, 15 are shown in FIG. 2.

Из сигнала разнотяга 20, поданного на входной усилитель 21 с коэффициентом усиления К, на сумматоре 22 вычитается сигнал обратной связи, пропущенный через запаздывающий фильтр 23, с передаточной функцией К₁/Т_р+1. Сигнал обратной связи формируется на сумматоре 24 как алгебраическая сумма сигналов, поступающих с выходов электромеханизмов-сумматоров 14, 15. Вследствие этого значение сигнала, поступающего на вход электромеханизмов-сумматоров, а следовательно, и соответствующее изменение тяги каждого двигателя определяется формулой:

за счет чего и обеспечивается форсирование сигнала. Изменение тяги правого и левого двигателя происходит в противоположных направлениях, так как сигнал на электромеханизм-сумматор левого двигателя пропускается через инвертор 25. Выходы электромеханизмов-сумматоров ограничены значениями, соответствующими крайним положениям регуляторов тяги для заданного режима работы двигателей. Вследствие этого, если один из регуляторов тяги 18, 19 находится в крайнем положении, при поступлении команды на изменение тяги соответствующего двигателя в сторону ограничения, сигнал обратной связи в форсирующем устройстве 13 уменьшается и регулятор другого двигателя перемещается на большую величину, благодаря чему обеспечивается создание необходимого момента рыскания самолета.The feedback signal passed through the lagging filter 23 with the transfer function K ₁ / T _p +1 is subtracted from the signal of the draw rod 20, which is fed to the input amplifier 21 with a gain of K, on the adder 22. The feedback signal is formed on the adder 24 as the algebraic sum of the signals coming from the outputs of the adder electromechanisms 14, 15. As a result, the value of the signal fed to the input of the adder electromechanisms, and therefore the corresponding change in the thrust of each engine, is determined by the formula:

due to which the signal is boosted. The thrust of the right and left engine changes in opposite directions, since the signal to the left-hand motor-adder is passed through the inverter 25. The outputs of the adder-electromechanisms are limited by the values corresponding to the extreme positions of the draft regulators for a given engine operation mode. As a result, if one of the

thrust controllers

18, 19 is in the extreme position, when a command is received to change the thrust of the corresponding engine in the direction of limitation, the feedback signal in the boosting device 13 decreases and the regulator of the other engine moves by a large amount, thereby creating the necessary yaw moment of the plane.

Электромеханизмы-сумматоры 9, 10 предназначены для перемещения входных звеньев регуляторов тяги 18, 19 пропорционально сумме сигналов от форсирующего устройства 13 и системы ручного управления тягой 16, 17 каждого двигателя. Варианты возможных схем электромеханизмов-сумматоров показаны на фиг. 3 и 4. Первый вариант предназначен для случая, когда на самолете установлена электродистанционная система ручного управления тягой двигателей. В этом случае электромеханизмы-сумматоры 14, 15 являются следящими электроприводами. Выходное звено 30 редуктора 28 перемещается пропорционально сумме двух сигналов: сигнала 31 от форсирующего устройства 13 и сигнала 32 от систем ручного управления тягой. Сигнал 33 в виде электрического выхода электромеханизма-сумматора поступает на вход форсирующего устройства 13. Второй вариант предназначен для случая механической системы ручного управления тягой двигателей. В этом варианте выходное звено 30, перемещающееся пропорционально сигналу 31 от форсирующего устройства 13, подсоединено к суммирующей качалке 34. К второму входу этой качалки подсоединена одна из систем ручного управления тягой двигателя 16, 17. Выход качалки, которая является звеном электромеханизма-сумматора, перемещается пропорционально сумме сигналов, поступающих от форсирующего устройства 13 и от системы ручного управления тягой двигателя 16, 17. В обоих вариантах выходные звенья 30 электромеханизмов-сумматоров механически соединены с входами регуляторов тяги 19, что обеспечивает необходимое изменение тяги каждого двигателя. Electromechanisms-adders 9, 10 are designed to move the input links of the thrust regulators 18, 19 in proportion to the sum of the signals from the boosting device 13 and the manual traction control system 16, 17 of each engine. Variants of possible circuits of electromechanism-adders are shown in FIG. 3 and 4. The first option is designed for the case when the aircraft is installed remote control system for manual control of engine thrust. In this case, the electromechanism-adders 14, 15 are servo-electric drives. The output link 30 of the gearbox 28 moves in proportion to the sum of two signals: signal 31 from the boosting device 13 and signal 32 from the manual traction control systems. The signal 33 in the form of an electrical output of the electromechanism-adder is fed to the input of the boosting device 13. The second option is intended for the case of a mechanical system for manual control of engine thrust. In this embodiment, the output link 30, which is proportional to the signal 31 from the boosting device 13, is connected to the summing rocker 34. One of the manual traction control systems of the engine 16, 17 is connected to the second input of this rocker. The output of the rocker, which is the link of the adder electromechanism, moves in proportion to the sum of the signals received from the boosting device 13 and from the manual engine traction control system 16, 17. In both versions, the output links 30 of the adder electromechanisms are mechanically connected to the input traction controllers 19, which provides the necessary change in the thrust of each engine.

Claims

A control system for a twin-engine aircraft by controlling the engine thrust vector, comprising longitudinal and transverse sensors of the aircraft control stick, rudder position sensor, pitch and roll angular velocity sensors, pitch channel calculator whose inputs are connected to the outputs of the longitudinal position sensor of the control stick and angular speed sensor pitch, roll channel calculator, the inputs of which are connected to the outputs of the transverse position sensor of the control handle and the angular velocity sensor and roll, the yaw channel calculator, the inputs of which are connected to the outputs of the rudder position sensor and the pitch angular velocity sensor, electro-hydraulic drives for turning the right and left nozzles, the traction control system of the right and left engines, characterized in that the electric adder of the right engine is additionally introduced into it the first input of which is connected to the output of the pitch channel calculator, and the second to the output of the roll channel calculator, the electric adder of the left engine, the direct input of which is connected the output of the pitch calculator, inverting with the output of the roll calculator, and the outputs of the electric totalizers are connected respectively to the inputs of the electro-hydraulic drives, a forcing device connected at the first input to the output of the yaw channel calculator, two electromechanisms-adders, the first input of one of which is connected to the direct output of the boost device , the second to the inverting output of the same device, and the second inputs to the outputs of the manual control systems for the thrust of the right and left engines, while The outputs of the electromechanism-adders are connected respectively to the second and third inputs of the boosting device, and the mechanical outputs are connected to the inputs of the traction controllers of the right and left engines.