Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»

«А.» кроме экспорта и импорта авиационной техники осуществляет и другие операции внешнеторгового характера, включая обучение иностранного лётного и технического персонала для эксплуатации экспортируемой авиационной техники; разрабатывает и проводит мероприятия по организации технического обслуживания и ремонта авиационной техники; изучает и использует конъюнктуру соответствующих товарных рынков; разрабатывает и проводит рекламные мероприятия с целью расширения экспорта товаров закреплённой номенклатуры; разрабатывает мероприятия, направленные на повышение требований к качеству и техническому уровню экспортируемых и импортируемых товаров.

Непосредственно экспортно-импортными операциями занимаются специализированные фирмы тяжёлых самолётов, средних и лёгких самолётов, вертолётов, аэродромного оборудования и машин, авиаприборно-радиолокационного бортового и наземного оборудования, авиационно-технического сервиса, авиационного ремонта, оборудования и лицензий. «А.» имеет своих уполномоченных представителей за рубежом, которые одновременно являются и руководителями групп авиационных специалистов за границей. «А.» участвует в работе ряда международных организаций, в том числе Международной организации гражданской авиации (ИКАО).

Э. В. Хорошилов.

авиетка (французское aviette) — устаревш название маломощного одноместного самолёта (мощность двигателя до 25 кВт), обычно любительской постройки или созданного в общественном конструкторском бюро. Как правило, это простой, недорогой самолёт с мотоциклетным двигателем. В СССР строительство А. получило развитие в 1920-е гг. благодаря массовому увлечению молодёжи авиацией. В 1924—1925 Общество друзей воздушного флота (ОДВФ) проводило конкурс проектов маломощных самолётов и двигателей, в 1934 проходил конкурс Авиавнито, в 1935 — 1 й всесоюзный конкурс лёгких самолётов. В последующие годы к А. стали относить одно- и двухместные самолёты и самолёты с двигателем мощностью до 75 кВт.

Первая в России А. «Касьяненко № 4» была построена в 1913; мощность двигателя «Анзани» 11 кВт. К первым советским А. относятся ВОП-1 (конструктор В. О. Писаренко) и АНТ-1 (конструктор А. Н. Туполев) , построенные в 1923. А. типа- «летающее крыло» были созданы Б. И. Черановским («Парабола» БИЧ-3, 1926; БИЧ-20, 1937). А. НВ-5 В. В. Никитина, получившая первую премию конкурса Авиавнито в 1934, строилась в несколько вариантах. Над созданием А. работали также В. К. Грибовский, В. П. Невдачин, А. Н. Рафаэлянц, А. С. Яковлев и другие А. «Буревестник» С-4 Невдачина, построенная в кружке Общества друзей воздушного флот, совершила рекордный перелёт Москва — Одесса и установила рекорд высоты (5500 м) в 1927. Этот самолёт экспонировался на международной авиационной выставке в Берлине в 1928. А. АИР-1, созданная в Военно-воздушной инженерной академии Яковлевым, установила 2 мировых рекорда (дальности полёта — 1420 км и продолжительности — 15 ч 30 мин) во время перелёта Москва — Симферополь в 1927.

Таблица — Двигатели фирмы «Авколайкоминг»

Таблица — Бомбардировщики фирмы «Авро»

Патрульный бомбардировщик «Шеклтон»

В СССР первый А. КАСКР-1 (рис. в табл. XI) построен в 1929 Н. И. Камовым и Н. К. Скржинским. После этого на протяжении десяти лет было создано около 15 типов и модификаций, строившихся в Центральном аэрогидродинамическом институт по проектам Камова, Скржинского, А. М. Черёмухина и В. А. Кузнецова (см. статью А).

Последним А., разработанным в СССР, стал двухместный АК, взлетающий без разбега, спроектированный в 1940 Камовым при участии М. Л. Миля. За рубежом создаются опытные экземпляры сверхлёгких одноместных (см. рис.) и двухместных А.

Разработаны три принципиальные схемы А. Первая схема — крылатый А. с неуправляемым несущим винтом и с органами управления, как на самолёте. Эффективность органов управления зависит от поступательной скорости аппарата. К этому типу летательных аппаратов относятся первые А. (Сиерва С-8, С-19; советские КАСКР-1, ЦАГИ А-4, А-7).

Вторая схема — бескрылый А. с управляемым несущим винтом, с горизонтальным и вертикальными оперениями. Управление аппаратом осуществляется наклоном оси несущего винта, связанной с ручкой управления аппаратом посредством рычажной передачи (Сиерва С-30, Келлетт К-1В, ЦАГИ А-12, А-14).

Третья схема — А. с непосредственным («прыжковым») взлётом без разбега. Непосредственно взлёт в этих аппаратах осуществляется путём использования кинетической энергии раскручиваемого перед взлётом до максимальных оборотов ротора от двигателя. Перед раскруткой ротора с целью уменьшения потребляемой мощности его лопасти ставятся под углом, соответствующим нулевой подъёмной силе, а при достижении максимаьных оборотов угол установки лопастей особым механизмом автоматически переводится на полётный (до 5—7{{°}}), и А., получив избыточную тягу, «подпрыгивает» вертикально вверх на несколько метров. Под действием воздушного винта аппарат получает поступательное перемещение, а затем переходит на обычный для А. набор высоты. Первым в 1936 такой летательный аппарат (С-30Р) построил Сиерва.

Многочисленные теоретические работы, экспериментальные исследования, конструктивные решения несущей системы и лопастей, опыт лётных испытаний и доводок А. в значительной степени нашли применение при создании вертолётов.

Лит.: Камов Н. И. Винтовые летательные аппараты (аатожиры и геликоптеры), М., 1948; Изаксон А. М., Советское вертолетостроение, 2 изд., М. 1981.

В. А. Касьяников.

Одноместный спортивный автожир.

Различают А. п. кольцевого типа, рычажные, кривошипные, типа «паук». Наиболее распространены А. п. кольцевого типа (рис. 1), схема которых была впервые предложена Б. Н. Юрьевым в 1911. В А. п. этой схемы под втулкой несущего винта (соосно с валом) устанавливаются два кольца (вращающееся и невращающееся), которые могут перемещаться вдоль вала и наклоняться относительно его оси. Вращающееся кольцо связано с невращающимся через подшипник таким образом, что оба кольца могут наклоняться и перемещаться в осевом направлении только совместно. Вращающееся кольцо связано с втулкой несущего винта (обычно посредством шлиц-шарнира) и вращается с частотой несущего винта. Кольца в сборе шарнирно установлены на направляющей (стакане), параллельной оси вала несущего винта. К невращающемуся кольцу подсоединены элементы цепи управления циклическим шагом и общим шагом несущего винта (качалки и рычаги либо непосредственно бустеры при так называем трехбустерной схеме привода А. п.), а к вращающемуся — тяги рычагов поворота лопастей. При перемещении колеи по направляющей без изменения их углового положения происходит одновременное изменение углов установки лопастей на одну и ту же величину (управление общим шагом). При наклоне колец А. п. углы установки периодически (в течение одного оборота) меняются. Внешнее расположение А. п. кольцевого типа выгодно с конструктивной и технологической точек зрения, а также облегчает техническое обслуживание (упрощены осмотр, смазка). У А. п. типа «паук» (рис. 2) внутри вала несущего винта шарнирно установлен рычаг, на верхнем конце которого закреплена крестовина, связанная с рычагами поворота лопастей. Шарнир рычага установлен в стакане, который может перемещаться вдоль оси вала несущего винта. К нижней части рычага подсоединена цепь управления циклическим шагом, а к стакану — цепь управления общим шагом. Поворот рычага вызывает наклон крестовины и периодическое изменение углов установки лопастей. Перемещение стакана вместе с рычагом вдоль вала несущего винта вызывает вертикальное перемещение крестовины и изменение углов установки всех лопастей на одну и ту же величину. К достоинствам схемы А. п. типа «паук» относится некоторое снижение «вредного» сопротивления (благодаря размещению части элементов внутри вала несущего винта), к недостаткам — жёсткие габаритные ограничения и проблемы с установкой надвтулочных устройств, соединительные элементы которых проходят внутри вала несущего винта.

Рис. 1. Автомат перекоса кольцевого типа: 1 — вращающееся кольцо; 2 — невращающееся кольцо; 3 — шлиц-шарнир; 4 — рычаг поворота лопасти; 5 — тяга рычага поворота лопасти; 6 — подшипниковый узел; 7 — качалка управления циклическим шагом; 8 — направляющая; 9 — рычаг изменения общего шага.

Рис. 2. Автомат перекоса типа «паук»: 1 — тяга управления общим шагом; 2 — стакан; 3 — шарнирный узел рычага; 4 — крестовина; 5 — рычаг поворота лопасти; 6 — рычаг управления циклическим шагом.

автоматизация конструирования летательного аппарата — процесс конструирования агрегатов, узлов летательного аппарата, а также элементов его систем с использованием вычислительной техники. Существуют два метода решения задачи А. к. летательного аппарата: метод типовых конструктивных решений и метод типовых процедур (операций). Метод типовых конструктивных решений использует опыт авиационной отрасли по созданию рациональных элементов, соединений и узлов, апробированных экспериментальными исследованиями и опытом эксплуатации. Для каждого из типовых решений разрабатывается математическая модель конструкции, отражающая геометрические (кинематические) свойства, расчётную прочностную и технологическую схемы; формируются алгоритм поиска оптимальных параметров, форма необходимого комплекта технической документации. Использование этого метода для конструирования нетрадиционных объектов затруднено. Метод типовых процедур не предполагает наличия математической модели объекта. При решении задачи используются типовые операции по геометрическому построению и кинематическому, прочностному и другим анализам объекта. Расчётная модель формируется конструктором непосредственно в процессе работы с системой автоматизированного конструирования в режиме диалога. Метод типовых, процедур требует более высокой подготовки конструктора (пользователя).

Система автоматизированного конструирования как одна из подсистем системы автоматизированного проектирования (САПР) авиационной техники обеспечивает: выбор рационального схемного решения; проведение необходимых расчётов и поиск оптимальных параметров; определение директивной технологии изготовления конструкции и выбор типового оборудования; выпуск рабочей конструкторской документации, подготовку необходимой информации для технологического оборудования с числовым программным управлением. Подсистема состоит из трёх составляющих: модуля конструирования, информационно-справочного модуля, графического модуля. Модуль конструирования может использовать один из названных выше методов А. к. летательного аппарата или их сочетание. Программная реализация модуля и удобство работы с ним в значительной степени определяются языком описания конструкции. Информационно-справочный модуль, отвечая на «прямые» запросы конструктора и программы модуля конструирования, обеспечивает поиск информации, необходимой для формирования конструкции. Базой данных информационно-справочного модуля служат типовые конструктивные решения деталей и узлов, нормативные и справочные документы. Графический модуль строится по иерархическому принципу и включает: программы нижнего уровня, связанные с конкретными графическими, периферийными устройствами электронно-вычислительных машин; базовые программы, реализующие операции графики машинной; сервисные программы, обеспечивающие выполнение чертежа в соответствии с требованиями Единой системы конструкторской документации; прикладные графические программы, формирующие чертёж конструкции по данным, полученным от модуля конструирования. Для реализации А. к. необходимы соответствующие технические средства и математическое обеспечение электронно-вычислительных машин. Техническими средствами А. к. летательного аппарата в САПР служит набор автоматизированных рабочих мест. А. к. изменяет содержание и характер работы конструктора, избавляя его от рутинных графических построений, элементарных расчётных операций и непроизводительных затрат времени на поиск информации. Применение А. к. в процессе создания новой техники позволяет уменьшить трудоёмкость выпуска конструкторской документации, существенно снизить стоимость опытного экземпляра путём резкого уменьшения количества ошибок в документации, а при взаимодействии с автоматизированной системой технологической подготовки производства сократить сроки разработки благодаря своевременному началу технологической подготовки производства.

Первые опыты по А. п. начали проводиться в Великобритании с 1923. Первая автоматическая посадка (до касания взлётно-посадочной полосы) с применением радиотехнических средств была выполнена в 1948. С конца 50 х гг. в различных странах начался процесс интенсивного исследования и внедрения в эксплуатацию автоматизированных систем посадки (АСП). Несколько позже для пассажирской авиации Международная организация гражданской авиации установила три категории погодных минимумов, регламентирующих степень А. п. (состав технических средств, см. рис.), требования к наземным (курсовой и глиссадный радиомаяки, светотехнические системы аэродрома и т. д.) и бортовым (курсовой и глиссадный приёмники, радиовысотомер малых высот, система воздушных сигналов и т. д.) системам обеспечения посадки, а также требования к квалификации экипажа и системам отображения информации.

Вначале категории Международной организации гражданской авиации были основаны только на понятиях высоты принятия решения (ВПР) или высоты нижней границы облаков и дальности видимости на взлётно-посадочной полосе (ДВ). В дальнейшем требования становились жёстче и дополнялись, например были введены ограничения на скорость ветра вдоль и поперёк взлётно-посадочной полосы (см. Минимум погодный). При работах по А. п. параллельно развивались две концепции: лётчик — активное звено АСП, он принимает решения и участвует в управлении; лётчик — пассивное звено, он только контролирует исправность система автоматического управления. В САУ, разработанных с применением первого подхода, лётчик выполнял ряд функций по управлению самолётом, например парирование бокового сноса. При втором подходе разрабатывались АСП, полностью автоматизирующие выполнение как отдельных этапов, так и всей посадки. Такая автоматическая система посадки реализована на «Буране». Последовательное применение этих концепций привело к разработке и внедрению АСП, соответствующих категории III Международной организации гражданской авиации, в которых за лётчиком остаётся право принятия решения об уходе на второй круг и переходе на ручное управление самолётом (см. Совмещённое управление).

Лит.: Белогородский С. Л., Автоматизация управления посадкой самолёта. М, 1972.

И. Н. Титовский.

Рис. Минимальный состав технических средствавтоматизации посадки и их использование на различных этапах посадки в соответствии с категориями ИКАО: СВС — система воздушных сигналов; КРМ — курсовой радиомаяк; ГРМ — глиссадный радиомаяк; РВ — радиовысотомер малых высот.

Рис. 1. Структура программы формирования облика самолета: G₀ — взлетная масса; S — площадь крыла; P — тяга двигателей; {{χ}} — стреловидность крыла; {{λ}} — удлинение крыла; с^x — относительная толщина профиля крыла; М — число Маха; N_пacc — число пассажиров; М_р — расчётный изгибающий момент для плит аэродромного покрытия; D_ф — диаметр фюзеляжа; {{l}}_ф —длина фюзеляжа; n_гл.ст — число главных стоек шасси; d_пн — диаметр пневматика колеса; H — высота полета; c_c — удельный расход топлива; D_мг — диаметр мотогондолы; с_у, с_x — соответственно аэродинамические коэффициенты подъёмной силы и сопротивления; m_x — коэффициент аэродинамического момента относительно оси z; ГО — горизонтальное оперение; {{α}} — угол атаки; c_уmax — максимальное значение коэффициента подъёмной силы; c_y^α — производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки крыла; {{χ}}_р — относительная координата фокуса крыла; q_аэр — распределённая аэродинамическая нагрузка; q_т — распределённая массовая нагрузка от топлива; q_к — распределённая инерционная нагрузка крыла; G_дв — масса двигателя; G_кр — масса крыла; G_оп — масса оперения; G_ф — масса фюзеляжа; А_го — относительный статический момент горизонтального оперений; {{χ}}_т — относительная координата центра масс; {{∆χ}}_тэ — относительный эксплуатационный диапазон изменения центровок самолёта; {{т1/}} — производная коэффициента продольного аэродинамического момента по коэффициенту подъёмной силы: S_гo, S_во — площади соответственно горизонтального и вертикального оперений; {{/еС}} — длина сбалансированной взлётной дистанции; {{Q}} — угол набора высоты; V — скорость; L_впп — длина взлётно-посадочной полосы; {{1прерв}}— дистанция прерванного взлёта; {{1прод}} — длина продолженного взлёта; V_кр — критическая скорость принятия решения о взлете; ЕРN — уровень шума в децибелах; ЗВИ — звукоизоляция; m — степень двухконтурности двигателя; {{tn}}— время полёта; G_анз — масса аэронавигационного запаса топлива; G_т — масса топлива; L, L_р — дальность полёта; t_ож — время ожидания посадки; С{{_Σ}} — серийная стоимость самолёта; а — себестоимость авиаперевозок (а₁, а₂ — значения себестоимости перевозок); G_кн — масса коммерческой нагрузки.

В укрупнённой типовой структуре ГАП (см. рис.) в составе АСТПП выделяют три подсистемы в соответствии с тремя внешними функциями АСТПП: 1) автоматизированную систему управления технологической подготовкой производства (АСУТПП); 2) систему автоматизированного технологического проектирования (САПР-Т); 3) гибкое автоматизированное производство автоматизированных технологических комплексов (ГАП АТК).

АСУТПП является координирующей подсистемой и решает задачи планирования, учёта, контроля и регулирования всех подсистем АСТПП. Она согласовывает функционирование АСТПП в составе предприятия для достижения целей, определённых ей автоматизированной системой управления производством (АСУП).

САПР-Т осуществляет проектирование технологической системы изготовления элементов конструкции выпускаемого изделия, его сборки и испытания, разработку программ управления технологическим оборудованием с числовым программным управлением (ЧПУ) в составе АТК. В процессе проектирования технологической системы определяются: соответствие каждого элемента конструкции изделия требованиям чертёжно-конструкторской документации; состав производственных подразделений по видам работ; состав элементов технологического процесса, последовательность их выполнения и режимы; исходные данные и требования на создание или реконструкцию АТК; состав технологического оборудования, требования к оборудованию или технические задания на его разработку и изготовление; состав приёмов работы исполнителей; состав и квалификация исполнителей по видам работ; нормы затрат ресурсов (трудовых, материальных, энергетических, временных, стоимостных) на выполнение всех элементов технологического процесса. В задачи САПР-Т входят также согласование конструкции изделия и отдельных её элементов с возможностями технологической системы предприятия, увязка (геометрическая и размерная) элементов конструкции изделия и технологической оснастки, построение конструктивных плазов при плазово-шаблонном методе производства, программирование действий технологического оборудования с числовое программное управление в составе АТК. САПР-Т решает задачи проектирования технологии с различной степенью детализации в зависимости от типа и уровня автоматизации производства. Для мелкосерийного производства, оснащённого универсальным оборудованием, технологическим документом является маршрутная карта, содержащая перечень основных технологических операций. Полный состав задач решается на основе математической модели в САПР-Т для производства, максимально оснащённого технологическим оборудованием с ЧПУ, управляемого от электронных вычислительных машин и объединённого в АТК. При использовании оборудования с числовое программное управление необходима детальная разработка технологических операций, на основе которых производится изменение параметров технологического процесса и разработка программ управления АТК.

В рамках ГАП АТК осуществляются проектирование, изготовление и ввод в действие АТК в целом и отдельных его компонентов: технологического оборудования, автоматизированных транспортно-складских систем, оснастки, стендов, инструмента, программно-технических комплексов и т. д.

П. Н. Белянин, В. Ф. Соколов.

Структура гибкого автоматизированного производства: АСУ ПП — автоматизированная система управления производственными подразделениями; АСУ ТП — автоматизированная система управления технологическими процессами (остальные обозначения приведены в тексте).

Одним из путей обеспечения достаточно высокого качества процессов регулирования является синтез САР на стадии проектирования. Синтез САР заключается в определении структуры и параметров (коэффициентов) системы, обеспечивающих заданные показатели качества регулирования. Синтез САР определенным образом связан с анализом САР и в простейшей форме может базироваться на анализе множества вариантов, задаваемых произвольным образом. Однако таким путём практически невозможно достигнуть оптимальных решений.

На всех этапах развития авиации и ракетно-космической техники для синтеза бортовых САР привлекались наиболее передовые для своего времени методы теории управления. На ранних этапах это были в основном методы теории устойчивости движения. Система «регулятор — регулируемый объект» проектировалась так, чтобы обеспечить устойчивость заданного состояния, на этом предварительный синтез заканчивался. В дальнейшем широкое распространение получили частотные методы синтеза САР — структурные динамические схемы контуров регулирования. САР рассматриваются как совокупность элементарных динамических звеньев однонаправленного действия, образующих взаимосвязанные или автономные контуры. Строгое обоснование частотный синтез имеет для так называем линейных систем. Для каждого элементарного линейного звена известны частотные характеристики, в том числе логарифмические частотные характеристики, правила определения частотных характеристик заданного соединения звеньев, а также критерии устойчивости и качества процессов регулирования, сформулированные в терминах частотных характеристик. На этой основе строятся инженерные методики синтеза контуров, широко применяемые и в 90 х гг. На базе этих методов обычно осуществляется предварительный синтез на начальной стадии проектирования САР. Последующие этапы синтеза выполняются с помощью электронно-вычислительных машин. В ходе математического, а на заключительной стадии и полунатурного (с реальной аппаратурой управления) моделирования уточняются структура и значения параметров синтезируемой системы, Процедуры синтеза посредством электронно-вычислительных машин во многом могут быть формализованы (автоматический поиск оптимальных структур и значений параметров) и являются основным направлением практического синтеза САР.

Начиная с 60 х гг. широкое развитие и применение получила современная теория управления, базирующаяся на описании процессов в так называем пространстве состояний. Качество управления, критерии оптимизации в этой теории задаются в виде функционалов, как и в классическом вариационном исчислении, Эта теория явилась основой решения задач синтеза САР как в детерминированной (аналитическое конструирование регуляторов), так и стохастической (вероятностной) постановке, как при полной, так и при ограниченной информации о математической модели регулируемого процесса (синтез оптимальных адаптивных САР). Современная теория объединяет в единое целое теории фильтрации (оценивания), идентификации и собственно регулирования. Она позволяет синтезировать как непрерывные, так и дискретные алгоритмы, удобные для реализации в цифровых вычислительных машинах.

В связи с совершенствованием и широким применением бортовых цифровых вычислительных управляющих систем, внедрением методов современной теории управления синтез бортовых САР всё больше трансформируется в разработку математического обеспечения. На эту разработку приходится всё большая доля затрат при создании перспективных систем.

Лит.: Системы автоматического управления самолетом, Методы анализа и расчета, М„ 1973; Красовский А. А., Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование, М., 1973; Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, М, 1979

Л. А. Красовский.

автоматическое управление летательным аппаратом — процесс программного изменения и стабилизации отдельных параметров движения летательного аппарата или целенаправленного управления траекторией полёта, осуществляемый с помощью средств автоматики без воздействия лётчика на органы управления. Для А. у. каким-либо параметром движения летательного аппарата должен быть реализован некоторый контур автоматического регулирования, включающий измерители текущего значения регулируемого параметра и его отклонения от заданного значения и регулирующее устройство (см. рис.). Воздействуя на объект управления, регулирующее устройство обеспечивает поддержание сигнала отклонения в области нулевого значения; устройство состоит из вычислителя, формирующего сигнал, и средств передачи сигнала управляющего воздействия на органы управления.

Для программного изменения и стабилизации отдельных параметров движения самолёта чаще всего используются контуры регулирования его углового положения, в также высоты, приборной скорости и Маха числа полёта. Указанные контуры могут быть реализованы в отдельном устройстве, называемом автопилотом. Выбор состава одновременно регулируемых параметров, установка их заданных значений, необходимых для последующей стабилизации, осуществляются лётчиком с помощью пульта управления.

Для целенаправленного управления траекторией полёта реализуются контуры регулирования положения летательного аппарата на заданной пространственной траектории, параметры которой формируются бортовыми и наземными информационными средствами. В этом случае соответствующее бортовое регулирующее устройство называется автоматической системой траекторного управления.

Для устранения отклонений от заданной траектории необходимо управлять линейными перемещениями летательного аппарата в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Это достигается изменением параметров движения летательного аппарата относительно его центра масс. Вычислителем системы траекторного управления на основании сигналов отклонений, а также скоростей их изменения формируется сигнал управляющего воздействия (командный сигнал) в виде заданных значений угла крена, нормальной перегрузки или угла тангажа. Эти команды могут быть выполнены (отработаны) автопилотом или аналогичным ему устройством. Таким образом, при автоматическом управлении траекторным движением образуются два контура: контур отработки отклонения от заданной траектории (внешний) и контур отработки командного сигнала (внутренний). Если командные сигналы вычислителя траекторного управления (индицируемые на директорном приборе) отрабатываются лётчиком, то процесс регулирования называется директорным управлением, а соответствующее вычислительное устройство и директорный прибор — директорной системой траекторного управления. При решении задачи автоматического управления траекторным движением необходимо точное выдерживание заданной лётчиком приборной скорости посредством изменения тяги двигателей. Для этой цели применяется бортовое регулирующее устройство, называемое автоматом скорости или автоматом тяги. В наиболее сложном случае заданные значения параметров траектории могут формироваться в зависимости от других параметров движения самолёта (например, высоты в функции оставшейся дальности до некоторой точки) или координат самолёта относительно другого подвижного объекта.

Средства измерения параметров траектории, формирования заданной траектории и отклонений от неё обычно объединяются в функционально законченные бортовые (или бортовые и наземные) информационные системы, обеспечивающие выдачу необходимых сигналов на индикаторы пилота и в систему траекторного управления на отдельных этапах полёта. Например, при полёте по маршруту и предпосадочном маневрировании параметры траектории формируются в бортовых навигационных вычислителях, на этапе захода на посадку и приземления используются наземные маяки и бортовые приёмники радиотехнической системы посадки (см. Автоматизация посадки).

Согласование работы бортовых средств, входящих в автоматические контуры формирования заданной траектории, с командами траекторного управления и системами отработки командных сигналов осуществляется в системах пилотажно-навигационного оборудования (ПНО). В зависимости от требований к уровню автоматизации управления летательным аппаратом все необходимые для этой цели регулирующие устройства, обеспечивающие выполнение функций автопилота, автомата скорости, системы автоматического и директорного траекторного управления, могут быть объединены (интегрированы) в бортовую систему автоматического управления (САУ), входящую в состав ПНО самолёта.

Бортовая система автоматического управления в соответствии с выбором лётчика обеспечивает все режимы А. у., предусматриваемые для данного летательного аппарата. САУ обычно включает: функционально-конструктивные модули вычислителей автопилота и команд траекторного управления; сервоприводы; блоки контроля отказов; пульты включения питания и выбора режимов, пульты-задатчики; индикаторы контроля работы САУ — указатели усилий на рулевых машинках, табло переключений режимов работы, табло отказов; органы экстренного вмешательства — кнопки быстрого отключения САУ, устройства пересиливания рулевых машинок; датчики угловых скоростей и перегрузок. В состав САУ могут входить автоматы улучшения характеристик устойчивости и управляемости самолёта. Конструктивно САУ на несколько каналов в соответствии с органами управления продольным, боковым, поперечным движениями летательного аппарата, а также тягой двигателей. Для удобства работы обычно предусматривается возможность раздельного включения и выключения каналов с пульта лётчика. В конструкции САУ для уменьшения влияния отказов используются различные устройства, ограничивающие размер хода и моменты рулевых машинок, значения перегрузок, углов крена и тангажа. Для ответственных режимов А. у. (например, заход на посадку) предусматриваются меры по обеспечению так называемого пассивного проявления отказов (т. е. заход на посадку может быть автоматически прерван без значительного изменения режима полёта самолета). Пассивность САУ при отказах достигается средствами встроенного контроля или резервированием каналов управления с автоматическим сравнением их работы.

По мере повышения уровня аппаратурной интеграции бортовых цифровых систем понятие САУ как самостоятельной аппаратуры исчезает, а её функции распределяются между вычислительными системами самолётовождения, управления полётом и тягой, а также автоматизированной системой штурвального управления.

Схема контура регулирования параметра движения самолёта: 1 — измеритель отклонения; 2 — вычислитель; 3 — сервопривод; 4 — самолёт; 5 — измеритель параметра; Х₃ и Х_тек — заданное и текущее значения регулируемого параметра; {{∆}}Х — отклонение регулируемого параметра; {{δ}}_у — управляющий сигнал; {{δ}}_р — отклонение рулевого органа.