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World File Search System伺服
通过伺服襟翼和桨叶根部控制实现单独桨叶控制
控制律的开发和评估将通过集成在 B01 05 直升机上的 IBC 系统进行，该系统已由 ECD 和 ZFL 在 1990 年和 1991 年用于开环高次谐波控制飞行测试。与这些测试相比，现在还将评估闭环控制律，并将安装更强大的实验系统：增强执行器的控制权限、先进的传感器和测量设备以及用于 IBC 控制律的快速坚固计算机。该计划这一部分的预期结果是：有效的控制律，用于减少机舱振动和叶片涡流相互作用 (BVI) 引起的外部噪声，并研究进一步控制律的潜力，以实现旋翼稳定、失速延迟、负载和功率降低。
BVR 飞行地面控制伺服系统 - ïmaj Teknik Elektrik
• 设计寿命超过 2000 万次 • 低反向驱动扭矩：5 英寸盎司或更低 • 优化的分离扭矩，可实现平稳启动 • 低机械间隙（10 弧分） • 高性能伺服：可实现 20 Hz 的频率响应 • MTBF > 40,000 飞行小时 • 使用寿命设计为 20 年内 > 80,000 飞行小时 • 执行器和控制器设计符合安全要求 • 故障率低于每飞行小时 1 x 10 -9
在流体控制系统中使用数字电液伺服阀
电液控制系统的现代应用越来越依赖于系统组件之间的数字通信。向新的数字网络控制系统迈进需要所有组件与同一总线兼容。问题的关键在于数字伺服阀与通用数字网络的完全兼容性。这方面最高水平似乎是 EtherCAT 总线，2011 年用于测试新型飞机空客 350 的飞行控制系统 [1]。这一新概念提出的主要问题是电磁兼容性。这个问题可以借助光通信系统解决。其他问题包括：整个系统的时间响应、相位滞后和衰减。微控制器的扩展温度范围、振动不敏感性和 EMI 兼容性、方向流量控制阀的数字机载电子设备 (OBE) 可以安装在坚固的金属外壳中，并可以在恶劣环境中使用，安装在执行器本身上。这种布置改善了整个系统的响应时间和闭环控制性能。数字控制高响应阀最重要的方面是：灵活性、EMI 敏感性、分布式控制/现场总线集成和
使用数字电液伺服阀...
电液控制系统的现代应用越来越依赖于系统组件之间的数字通信。向新的数字网络控制系统迈进需要所有组件与同一总线兼容。问题的关键在于数字伺服阀与通用数字网络的完全兼容性。这方面最高水平似乎是 EtherCAT 总线，2011 年用于测试新型飞机空客 350 的飞行控制系统 [1]。这一新概念提出的主要问题是电磁兼容性。这个问题可以借助光通信系统来解决。其他问题包括：整个系统的时间响应、相位滞后和衰减。微控制器具有扩展的温度范围、抗振动性和 EMI 兼容性，方向流量控制阀的数字板载电子设备 (OBE) 可以安装在坚固的金属外壳中，并可在恶劣环境中使用，安装在执行器本身上。这种布置改善了闭环控制中的整体系统响应时间和性能。数字控制高响应阀最重要的方面是：灵活性、EMI 敏感性、分布式控制/现场总线集成和
在流体控制系统中使用数字电液伺服阀
电液控制系统的现代应用越来越依赖于系统组件之间的数字通信。向新的数字网络控制系统迈进需要所有组件与同一总线兼容。问题的关键在于数字伺服阀与通用数字网络的完全兼容性。这方面最高水平似乎是 EtherCAT 总线，2011 年用于测试新型飞机空客 350 的飞行控制系统 [1]。这一新概念提出的主要问题是电磁兼容性。这个问题可以借助光通信系统解决。其他问题包括：整个系统的时间响应、相位滞后和衰减。微控制器的扩展温度范围、振动不敏感性和 EMI 兼容性、方向流量控制阀的数字机载电子设备 (OBE) 可以安装在坚固的金属外壳中，并可以在恶劣环境中使用，安装在执行器本身上。这种布置改善了整个系统的响应时间和闭环控制性能。数字控制高响应阀最重要的方面是：灵活性、EMI 敏感性、分布式控制/现场总线集成和
使用基于图像的视觉伺服技术实现客机着陆
cos 2 θ L +cos 2 θ R − 2 （ θ L + θ R − 2 θ C ） + K 2 x f + K 3 ˙ x f + K 4 ˙ φ （12） 当将其应用于具有与第 4.1 节中相同的特征结构分配策略的基准时，制导律增益变为： K 1 ， 2 ， 3 ， 4 = [0 . 22 ， 110 . 89 ， 405 . 9 ， − 1 . 23] （13） 图 5 显示了两个不同的起始位置（∆Y 0 = 20m 或 ∆Y 0 = 100m）。 当飞机接近期望位置时，结果很好（即接近基线），但是当位置远离着陆轴时，制导律无法以适当的方式执行。事实上，飞机并没有降落在跑道上。为了解决这个问题，在（Bourquardez and Chaumette，2007b）中提出了一种参考轨迹策略，然而它的生成假设初始位置是已知的（这超出了我们的假设）。顺便说一句，（12）表明跑道尺寸已经通过参数 H = L 应用于控制律本身（13）中
使用基于图像的视觉伺服技术实现客机着陆
cos 2 θ L +cos 2 θ R − 2 ( θ L + θ R − 2 θ C ) + K 2 x f + K 3 ˙ x f + K 4 ˙ φ (12) 当应用于具有与第 4.1 节中相同的特征结构分配策略的基准时，制导律增益变为： K 1 , 2 , 3 , 4 = [0 .22 , 110 .89 , 405 .9 , − 1 .23] (13) 图5 展示了两个不同的起始位置（∆ Y 0 =20m 或 ∆ Y 0 =100m）。当飞机接近所需位置时，结果良好（即接近基线），但当位置远离着陆轴时，制导律无法以适当的方式执行。事实上，飞机没有降落在跑道上。为了解决这个问题，在（Bourquardez and Chaumette，2007b）中提出了一种参考轨迹策略，然而它的生成假设初始位置是已知的（这超出了我们的假设）。顺便说一句，（12）表明跑道尺寸已经通过参数 H = L 应用于控制律本身（13）
伺服超声波压机系统 - Dukane
底座宽度 18.6 (472) 18.6 (472) 底座深度 24.8 (631) 24.8 (631) 底座高度 4.6 (117) 4.6 (117) 柱高 44.6 (1132) 26.5 (674) 最大高度 70.1 (1780) 39.9 (1013) 外壳宽度 5.2 (132) 5.2 (132) 4.0 (102) 4.0 (102) 17.2 (436) 外壳高度 38.0 (968) 38.0 (968) 27.2 (691) 27.2 (691) 12.6 (320) 外壳深度 13.2 (336) 13.2 (336) 7.1 (181) 7.1 (181) 3.5 (88) 可用喉口 3.94 (100) 8.2 (209) 3.38 (86) 8.3 (210) 行程 5.50 (140) 5.50 (140) 3.50 (88) 3.50 (88) 重量 74 磅 (33 Kg) 250 磅 (114 Kg) 25 磅 (11.4 Kg) 230 磅 (105 Kg) 20 磅 (9 Kg) 最大焊接力 550 磅 (2447 N) 550 磅 (2447 N) 150 磅 (667 N) 150 磅 (667 N)
伺服超声波压合系统
底座宽度 18.6 (472) 18.6 (472) 底座深度 24.8 (631) 24.8 (631) 底座高度 4.6 (117) 4.6 (117) 柱高 44.6 (1132) 26.5 (674) 最大高度 70.1 (1780) 39.9 (1013) 外壳宽度 5.2 (132) 5.2 (132) 4.0 (102) 4.0 (102) 17.2 (436) 外壳高度 38.0 (968) 38.0 (968) 27.2 (691) 27.2 (691) 12.6 (320) 外壳深度 13.2 (336) 13.2 (336) 7.1 (181) 7.1 (181) 3.5 (88) 可用喉口 3.94 (100) 8.2 (209) 3.38 (86) 8.3 (210) 行程 5.50 (140) 5.50 (140) 3.50 (88) 3.50 (88) 重量 74 磅 (33 Kg) 250 磅 (114 Kg) 25 磅 (11.4 Kg) 230 磅 (105 Kg) 20 磅 (9 Kg) 最大焊接力 550 磅 (2447 N) 550 磅 (2447 N) 150 磅 (667 N) 150 磅 (667 N)
航空伺服弹性飞行控制设计...
军用飞机武器系统的气动伺服弹性飞行控制系统设计的目的主要是优化给定控制律的前向路径和反馈结构。控制律参数（如增益、相位超前滤波器和陷波滤波器）涵盖了所有设想的飞机配置的全飞行包线中的所有条件，这些飞机配置携带外部导弹、外挂物、炸弹，所有可能的对称和非对称组合。在优化过程中得出的控制律增益和相位超前滤波器被认为与马赫数和飞行高度有关，而结构滤波器（即陷波滤波器）可能是所有飞行条件和大量外部外挂物配置组的变量或常数。描述了飞行控制系统开发的设计策略和程序，其中包括飞行动力学耦合系统的建模、代表性选定外部外挂物的结构动力学、执行器和传感器以及数字飞行控制系统的影响。展示了不同的示例，记录了设计过程。 FCS 陷波滤波器的设计基于飞机模型，该模型描述了耦合飞行动力学、飞行控制动力学以及在代表性外部存储配置的地面和飞行结构耦合测试中测得的结构动态行为。本文