一種中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法，包含以下步驟：S1,確定駕駛桿或駕駛盤縱向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果；S2，確定迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果；S3，確定平飛加速或減速之前的油門桿偏度位置；S4，確定油門桿偏度差邏輯運(yùn)算結(jié)果；S5，確定補(bǔ)償需要的縱向位移指令；S6，確定補(bǔ)償邏輯運(yùn)算：當(dāng)步驟S1、S2、S4中的結(jié)果均滿足要求時，選取步驟S5的縱向位移指令Xe_need_cmd進(jìn)行補(bǔ)償，否則不進(jìn)行補(bǔ)償。本發(fā)明在平飛加速或減速過程中通過自動推桿或拉桿調(diào)整飛機(jī)法向過載為平飛法向過載，不僅很好地減輕飛行員負(fù)擔(dān)，而且極大地提高了中性速度穩(wěn)定的性能。
【專利說明】
一種中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 中性速度穩(wěn)定功能是現(xiàn)代高性能飛機(jī)普遍采用的一種控制技術(shù)，又稱為縱向自動 配平功能，指駕駛桿(或駕駛盤)處于中立位置時，通過縱向控制律中的積分模塊自動配平 飛機(jī)為平飛過載，不需要飛行員操縱駕駛桿(或駕駛盤)或縱向配平機(jī)構(gòu)來配平飛機(jī)到平飛 過載。在飛行速度改變情況下通過積分模塊自動配平飛機(jī)為平飛過載，極大地減輕飛行員 負(fù)擔(dān)，同時平飛過載情況下飛行感覺很舒服。若加速或減速過程中發(fā)動機(jī)推力變化不大，則 對法向過載和升降速率的影響也不大，縱向控制律中的積分模塊能夠快速很好地配平飛機(jī) 到平飛過載。若加速或減速過程中發(fā)動機(jī)推力變化很大，例如從巡航推力迅速增到最大推 力或從最大推力迅速減到慢車推力，則對法向過載影響較大和對升降速率的影響很大，雖 然縱向控制律中的積分模塊也能夠進(jìn)行配平，但是配平過程較長，當(dāng)配平飛機(jī)到平飛過載 時升降速率變化很大，導(dǎo)致飛機(jī)高度改變很大，這是飛行員不能接受的。
[0003] 當(dāng)前國內(nèi)對中性速度穩(wěn)定功能在平飛加速或減速過程中采用兩種方法進(jìn)行修正。 一種是人工修正方法，即在加速或減速過程中只要法向過載尤其升降速率超出飛行員能夠 接受范圍，飛行員就推桿或拉桿進(jìn)行修正，這樣不僅增加飛行員負(fù)擔(dān)，而且降低了中性速度 穩(wěn)定功能的性能。另一種是提前預(yù)偏舵面修正方法，即當(dāng)油門桿偏度位置改變時指令平尾 (或升降舵)偏轉(zhuǎn)一定角度進(jìn)行提前修正，這樣雖然能夠一定程度上改善中性速度穩(wěn)定功能 的性能，但是平尾(或升降舵）的偏轉(zhuǎn)角度不易確定，另外平尾(或升降舵)偏轉(zhuǎn)到所需的位 置若時間較長則對于改善中性穩(wěn)定的性能作用很有限，若時間較短則在油門桿改變時飛機(jī) 會有一個較大的瞬態(tài)，這也是飛行員不能夠接受的。
[0004] 因此在中性速度穩(wěn)定控制律設(shè)計(jì)時必須對加速或減速過程中出現(xiàn)的法向過載和 升降速率改變較大導(dǎo)致中性速度穩(wěn)定性能降低的現(xiàn)象進(jìn)行全面分析，并建立改善中性速度 穩(wěn)定性能的方法，使飛行控制系統(tǒng)在平飛加速或減速過程中及時代替飛行員自動推桿或拉 桿進(jìn)行補(bǔ)償，改善中性速度穩(wěn)定功能的性能。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的是提供一種中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法，以解決或至少減輕背景 技術(shù)中所存在的至少一處的問題。
[0006] 本發(fā)明的原理是：中性速度穩(wěn)定功能通過積分模塊自動配平飛機(jī)到平飛法向過 載，即使在加速或減速過程中也能自動配平飛機(jī)到平飛法向過載，配平過程的時間長短決 定了實(shí)際法向過載和升降速率變化的大小以及高度改變的多少，影響速度中性穩(wěn)定功能的 性能。在平飛加速過程中，尤其是發(fā)動機(jī)推力增加很大時縱向控制系統(tǒng)中的積分模塊不足 以快速配平飛機(jī)到平飛法向過載，導(dǎo)致實(shí)際法向過載和升降速率增加較大，高度改變較多， 所以必須向前推桿減小實(shí)際法向過載和升降速率確保中性速度穩(wěn)定的性能。同理在平飛減 速過程中，尤其是發(fā)動機(jī)推力減小很大時必須向后拉桿增加實(shí)際法向過載和升降速率確保 中性速度穩(wěn)定的性能。據(jù)此建立補(bǔ)償邏輯及補(bǔ)償算法，通過補(bǔ)償邏輯和補(bǔ)償算法把平飛加 速過程中人工推桿修正和平飛減速過程中人工拉桿修正轉(zhuǎn)化為縱向控制系統(tǒng)自動完成。
[0007] 本發(fā)明的思路是：已知飛機(jī)以中性速度穩(wěn)定功能在平飛時，飛行高度，飛行速度， 迎角及油門桿偏度位置是確定的。當(dāng)油門桿偏度位置發(fā)生變化時，首先確定飛行員未操縱 駕駛桿或駕駛盤控制飛機(jī)，然后確定飛機(jī)未進(jìn)入迎角限制器，最后確定油門桿偏度差超過 其閾值，當(dāng)以上條件均滿足時，采用實(shí)際法向過載與平飛法向過載差值以及縱向指令梯度 共同解算的縱向位移指令進(jìn)行快速補(bǔ)償，直到法向過載為平飛過載為止，當(dāng)以上條件至少 一條不滿足時，不能采用該補(bǔ)償控制方法。
[0008] 本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：提供一種中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法，包含以下步 驟：
[0009] S1，確定駕駛桿或駕駛盤縱向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果SW_Xe:若|Xe|>Xe_D，駕駛桿或駕 駛盤縱向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果為0，即SW+XeiO，不需要補(bǔ)償;若111 ，駕駛桿或駕駛盤縱 向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果為1，即SW+Xeil，中性速度穩(wěn)定性控制系統(tǒng)處于待補(bǔ)償狀態(tài);其中，Xe 是縱向駕駛桿或駕駛盤位移信號;是死區(qū)環(huán)節(jié)寬度值；
[0010] S2，確定迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果SW_a :若€(>aL，迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果為〇，即sw_a = 0，不 需要補(bǔ)償;若a<aL，迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果為1，即SW_a = l，中性速度穩(wěn)定性控制系統(tǒng)處于待補(bǔ) 償狀態(tài);其中，a是迎角信號;是迎角限制的偏置迎角信號；
[0011] S3，確定平飛加速或減速之前的油門桿偏度位置Tho:在平飛加速或減速之前，飛 機(jī)以中性速度穩(wěn)定功能進(jìn)行平飛，若過程持續(xù)時間大于等于限定時間段，則把油門桿所在 的偏度位置計(jì)為Tho;
[0012] S4，確定油門桿偏度差邏輯運(yùn)算結(jié)果SW_Th:
[0013]
[0014] ATh = Th-Th〇；
[0015] V^Th為油門桿偏度差閾值，Th為加速或減速之后的油門桿偏度位置；
[0016] S5，確定補(bǔ)償需要的縱向位移指令Xe_need_c;md :式=-義;其中， 尤廣是縱向位移與法向過載指令梯度;ny是法向過載信號;ny_Pf是平飛法向過載信號；
[0017] S6，確定補(bǔ)償邏輯運(yùn)算：當(dāng)步驟S1中的SW_Xe = 1且步驟S2中的SW_a = 1且步驟S4中 的SW_Th=l時，選取步驟S5的縱向位移指令X^m^cLand進(jìn)行補(bǔ)償，否則不進(jìn)行補(bǔ)償。
[0018] 優(yōu)選地，所述限定時間段為2秒~5秒。
[0019] 優(yōu)選地，所述步驟S4中在確定油門桿偏度差閾值時，對于戰(zhàn)斗機(jī)的升降速率絕對 值小于等于l〇m/s，客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)的升降速率絕對值小于等于5m/s。
[0020] 本發(fā)明的有益效果在于：
[0021] 本發(fā)明在已有的中性速度穩(wěn)定控制律的基礎(chǔ)上，通過實(shí)際法向過載與平飛法向過 載的差值，經(jīng)過縱向指令梯度進(jìn)行反算得到駕駛桿或駕駛盤縱向位移指令，再與駕駛桿或 駕駛盤縱向位移傳感器信號、發(fā)動機(jī)油門桿偏度及迎角進(jìn)行邏輯運(yùn)算，實(shí)現(xiàn)中性速度穩(wěn)定 補(bǔ)償功能。本發(fā)明在平飛加速或減速過程中通過自動推桿或拉桿調(diào)整飛機(jī)法向過載為平飛 法向過載，不僅很好地減輕飛行員負(fù)擔(dān)，而且極大地提高了中性速度穩(wěn)定的性能。本發(fā)明不 需要對任何飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)進(jìn)行改造，可直接在已有的中性速度穩(wěn)定控制律中增加該控制方 法，節(jié)約改造成本、縮短研發(fā)周期。
【附圖說明】
[0022]圖1是本發(fā)明一實(shí)施例的中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法的流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0023]為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中 的附圖，對本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明 一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人 員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下 面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0024]在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內(nèi)"、"外"等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所 示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護(hù) 范圍的限制。
[0025] 以某型飛機(jī)加速過程中的中性速度穩(wěn)定功能為例，計(jì)算過程中所用到得飛機(jī)數(shù)據(jù) 有:飛機(jī)重量25000kg，飛行高度3000m，飛行速度0.6馬赫數(shù)，平飛迎角為3.3798°，偏置迎角 為14.5°，法向過載等于平飛法向過載(平飛法向過載值為1.0)，發(fā)動機(jī)油門偏度位置為 34.17°，該飛行狀態(tài)下的縱向指令梯度為-40.Omm/g，死區(qū)環(huán)節(jié)寬度為1.0_。
[0026] 如圖1所示，一種中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法，包含以下步驟：
[0027] S1，確定駕駛桿或駕駛盤縱向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果SW_Xe:若|Xe|>Xe_D，駕駛桿或駕 駛盤縱向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果為〇，即SW+liO，不需要補(bǔ)償;若111 ，駕駛桿或駕駛盤縱 向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果為1，即SW+lil，中性速度穩(wěn)定性控制系統(tǒng)處于待補(bǔ)償狀態(tài);其中，1 是縱向駕駛桿或駕駛盤位移信號;是死區(qū)環(huán)節(jié)寬度值；
[0028] 在本實(shí)施例中，駕駛桿或駕駛盤縱向位移傳感器信號首先經(jīng)過一個死區(qū)環(huán)節(jié)，死 區(qū)環(huán)節(jié)寬度為1. 〇mm，即Xe_D= 1.0mm。若| Xe | > 1mm說明飛行員操縱駕駛桿或駕駛盤控制飛 機(jī)，駕駛桿或駕駛盤縱向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果為〇 ;若I Xe I < 1mm說明飛行員未操縱駕駛桿或 駕駛盤控制飛機(jī)，Xe的值是飛機(jī)加速或減速過程中駕駛桿或駕駛盤自身重量產(chǎn)生的，駕駛 桿或駕駛盤縱向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果為1。在平飛加速過程中飛行員只推油門桿而不操縱駕 駛桿或駕駛盤，所以I Xe I彡1 · 〇mm，因此SW_Xe = 1;
[0029] S2，確定迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果SW_a :若<1 >aL，迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果為〇，即SW_a = 〇，不 需要補(bǔ)償;若a<aL，迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果為1，即SW_a = l，中性速度穩(wěn)定性控制系統(tǒng)處于待補(bǔ) 償狀態(tài);其中，a是迎角信號;是迎角限制的偏置迎角信號；
[0030] 在本實(shí)施例中，由于aPf = 3.3798°，aL=14.5°，所以a<aL，迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果sw_a =1。若〇>丸說明飛機(jī)進(jìn)入迎角限制器，為了確保迎角不超過最大迎角，迎角控制器控制飛 機(jī)降低高度，通過勢能轉(zhuǎn)化為動能提高飛機(jī)飛行速度和減小飛機(jī)迎角，迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果 為0,此時不需要進(jìn)行補(bǔ)償。實(shí)際上飛機(jī)速度越大，飛機(jī)的升力效能越大，平飛所需要的迎角 就越小，而偏置迎角是飛行員拉桿操縱飛機(jī)機(jī)動時實(shí)際法向過載快接近最大過載時對應(yīng)的 迎角，為了啟動迎角限制器設(shè)置的迎角閾值，因此在飛機(jī)員未操縱飛機(jī)機(jī)動而僅僅通過推 油門桿加速過程中，飛機(jī)的迎角遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于其對應(yīng)的偏置迎角。
[0031 ] S3，確定平飛加速或減速之前的油門桿偏度位置Tho:在平飛加速或減速之前，飛 機(jī)以中性速度穩(wěn)定功能進(jìn)行平飛，若過程持續(xù)時間大于等于限定時間段，則把油門桿所在 的偏度位置計(jì)為Tho;
[0032] 在本實(shí)施例中，在高度3000m，馬赫數(shù)0.60狀態(tài)平飛時，油門桿偏度位置Tho = 34.17°。在加速之前，飛機(jī)通過速度中性穩(wěn)定功能在高度3000m以0.60馬赫數(shù)平飛時間超過 限定時間段，因此油門桿所在的偏度位置記為34.17°。
[0033] S4，確定油門桿偏度差邏輯運(yùn)算結(jié)果SW_Th:
[0034]
[0035] ATh = Th-Tho；
[0036] V^Th為油門桿偏度差閾值，Th為加速或減速之后的油門桿偏度位置；
[0037] 在平飛加速或減速過程中，若新的油門桿偏度位置與步驟S3中Tho的差小于油門 桿偏度差閾值，則發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速變化小，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力的改變也小，對于中性速度穩(wěn)定的性 能影響很小，通過控制系統(tǒng)中已有的積分模塊就能夠很好的調(diào)節(jié)，確保中性速度穩(wěn)定功能 具有良好的性能，不需要進(jìn)行補(bǔ)償。若新的油門桿偏度位置與步驟S3中Tho的差大于油門桿 偏度差閾值，則發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速變化大，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力的改變也大，對于中性速度穩(wěn)定的性能 影響也大，通過控制系統(tǒng)中已有的積分模塊不能很好的調(diào)節(jié)，中性速度穩(wěn)定性能變差，升降 速率絕對值能夠達(dá)到20m/s~35m/s，甚至更大，必須通過補(bǔ)償來改善中性速度穩(wěn)定功能的 性能。
[0038] 因此，在步驟S3的平飛狀態(tài)下，不操縱駕駛桿或駕駛盤，迅速增加油門桿偏度位置 直到升降速率為lOm/s時停止，若新的油門桿偏度位置使升降速率超過lOm/s，那么減小油 門桿偏度位置直到升降速率為l〇m/ S為止，若新的油門桿偏度位置使升降速率小于10m/S， 那么增大油門桿偏度位置直到升降速率為l〇m/ S為止。經(jīng)過計(jì)算得到當(dāng)油門桿偏度位置為 79.68°時升降速率為10m/S，因此油門桿偏度差閾值為45.5°。
[0039]在平飛加速過程中當(dāng)油門桿偏度位置差大于45.5°時SW_Th= 1，當(dāng)油門桿偏度位 置差小于45.5°時SW_Th = 0。
[0040] S5,確定補(bǔ)償需要的縱向位移指令Xe_need_cmd:尤」〇v-」<);其中， 尤"是縱向位移與法向過載指令梯度;ny是法向過載信號;ny_pf是平飛法向過載信號。
[0041] 根據(jù)平飛加速過程中實(shí)際法向過載大于平飛法向過載(數(shù)值為1.0)導(dǎo)致升降速率 為正，高度增加，所以要推桿操縱飛機(jī)減小法向過載及升降速率;平飛減速過程中實(shí)際法向 過載小于平飛法向過載(數(shù)值為1.0)導(dǎo)致升降速率為負(fù)，高度降低，所以要拉桿操縱飛機(jī)增 加法向過載及升降速率。因此，在高度3000m，馬赫數(shù)0.60狀態(tài)平飛時，迅速增大油門桿偏度 位置到最大（100°)，實(shí)際法向過載由平飛法向過載逐漸增加，最大值為1.28，結(jié)合平飛法向 過載值和縱向指令梯度計(jì)算出Xe_n%d_?d = -(-40.00) X (1.28-1.00) = 11.2，因此在加速過 程中最大需要推桿11.2_進(jìn)行補(bǔ)償，當(dāng)向前推桿11.2_時法向過載由1.28逐漸減小直到平 飛過載1.0,同時升降速率也減小到0。
[0042] S6，確定補(bǔ)償邏輯運(yùn)算：當(dāng)步驟S1中的SW_Xe= 1且步驟S2中的SW_a = 1且步驟S4中 的SW_Th=l時，選取步驟S5的縱向位移指令X^m^cLand進(jìn)行補(bǔ)償，否則不進(jìn)行補(bǔ)償。
[0043]因此油門桿偏度位置從34.17°迅速增加到100°時，最大需要推桿11.2mm進(jìn)行補(bǔ) 償。當(dāng)推桿補(bǔ)償后法向過載和升降速率會減小，隨后推桿補(bǔ)償量也相應(yīng)減小，直到法向過載 為平飛法向過載和升降速率為0。
[0044] 在本實(shí)施例中，所述限定時間段為3秒，可以理解的是，所述限定時間段可以在2秒 ~5秒設(shè)置。
[0045] 所述步驟S4中在確定油門桿偏度差閾值時，對于戰(zhàn)斗機(jī)的升降速率絕對值小于等 于10m/s，客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)的升降速率絕對值小于等于5m/s。
[0046] 最后需要指出的是：以上實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。盡 管參照前述實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解:其依然 可以對前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替 換;而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精 神和范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法，其特征在于，包含以下步驟： S1，確定駕駛桿或駕駛盤縱向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果sw+Xe:若IxJsx^D，駕駛桿或駕駛盤 縱向位移邏輯運(yùn)算結(jié)果為0,即SW+XeiO,不需要補(bǔ)償;若IXelSXd，駕駛桿或駕駛盤縱向位 移邏輯運(yùn)算結(jié)果為1，即SW+Xei 1，中性速度穩(wěn)定性控制系統(tǒng)處于待補(bǔ)償狀態(tài);其中，1是縱 向駕駛桿或駕駛盤位移信號;是死區(qū)環(huán)節(jié)寬度值； S2，確定迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果SW_a:若€(>aL，迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果為0，即sw_a = 0，不需要補(bǔ) 償;若a<aL，迎角邏輯運(yùn)算結(jié)果為1，即SW_a = l，中性速度穩(wěn)定性控制系統(tǒng)處于待補(bǔ)償狀 態(tài);其中，a是迎角信號;是迎角限制的偏置迎角信號； S3，確定平飛加速或減速之前的油門桿偏度位置Tho:在平飛加速或減速之前，飛機(jī)以中 性速度穩(wěn)定功能進(jìn)行平飛，若該過程持續(xù)時間大于等于限定時間段，則把油門桿所在的偏 度位置計(jì)為Tho;若該過程持續(xù)時間小于限定時間，不補(bǔ)償； S4，確定油門桿偏度差邏輯運(yùn)算結(jié)果SW_Th:ATh = Th-Tho； VATh為油門桿偏度差閾值，Th為加速或減速之后的油門桿偏度位置； S5，確定補(bǔ)償需要的縱向位移指令Xe_ne3e3cLaiid := 其中，尤1是 縱向位移與法向過載指令梯度;ny是法向過載信號;ny_Pf是平飛法向過載信號； S6，確定補(bǔ)償邏輯運(yùn)算：當(dāng)步驟S1中的SW_Xe = 1且步驟S2中的SW_a = 1且步驟S4中的SW_ Th=l時，選取步驟S5的縱向位移指令X^m^cLand進(jìn)行補(bǔ)償，否則不進(jìn)行補(bǔ)償。2. 如權(quán)利要求1所述的中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法，其特征在于:所述限定時間段為 2秒~5秒。3. 如權(quán)利要求1所述的中性速度穩(wěn)定性補(bǔ)償控制方法，其特征在于:所述步驟S4中在確 定油門桿偏度差閾值時，對于戰(zhàn)斗機(jī)的升降速率絕對值小于等于lOm/s，客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)的升 降速率絕對值小于等于5m/s。
【文檔編號】B64D31/06GK105947186SQ201610374468
【公開日】2016年9月21日
【申請日】2016年5月31日
【發(fā)明人】璧墊搗, 趙海
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所