Целесообразно для управления в вертикальной плоскости в качестве исходного для разработки принять перегрузочный внутренний контур, обеспечивающий достаточно качественное выполнение всех задач, предписанных ТЗ. Можно предложить в качестве исходных следующие алгоритмы перегрузочного внутреннего контура.

а) внутренний контур может быть рекомендован в виде астатического регулятора нормальной перегрузки (через него выполняется управление и стабилизация заданных параметров движения - угол тангажа, высота полета и др.):

где:

- избыточная нормальная перегрузка,

-передаточное число по сигналу перегрузки,

-передаточное число по сигналу интеграла перегрузки,

- значения заданной перегрузки (на каких-то режимах работы одно из них может быть равно нулю),

- передаточное число по угловой скорости тангажа.

Этот контур обеспечивает достаточно высокое скородействие управления нормальной перегрузкой ЛА и ее ограничение путем ограничения величин  в требуемых ТЗ пределах.

В этом же контуре целесообразно ввести ограничение угла атаки - косвенное через ограничение заданного значения нормальной перегрузки. Это возможно выполнить следующим образом:

- можно получить зависимость величины  в функции Δα_доп[град] в виде:

(*)

- величина Δα_доп легко получается из α_доп:

- вставив последнее выражение в (*) с учетом очевидной зависимости , окончательно получим:

Таким образом в качестве управляющего сигнала в контуре следует использовать модифицированное значение заданной

нормальной перегрузки в виде:

где:

б) в режиме управления углом тангажа

где:  [град] - передаточные числа по углу тангажа.

Здесь следует иметь в виду, что величины передаточных чисел  могут иметь одинаковые значения.

в) в режиме стабилизации барометрической высоты полета

где: i_H1 и i_H2 [м] - передаточные числа по высоте полета (они могут быть одинаковыми по величине).

г) в режиме стабилизации приборной скорости

где: i_V1 и i_V2 - передаточные числа по приборной скорости полета (они всегда отрицательны и могут быть одинаковыми по величине).

Следует иметь в виду, что одновременная стабилизация высоты и скорости полета рулем высоты самолета невозможна - эти режимы противоречивы. Если такой режим необходим, то следует включить в состав пилотажного комплекса (ПК) такого ЛА систему стабилизации скорости полета с использованием в качестве управляющего органа тяги двигателя; такие системы известны, как "автоматы тяги" (AT).

д) в режиме набора высоты целесообразно ПК включить в режим стабилизации приборной скорости, а орган(ы) управления тягой двигателя(ей) установить в определенное положение и выдерживать это состояние до момента начала режима выхода на заданную высоту полета. В этом случае величина V_прзад и потребная тяга двигателей определяются из условия оптимального с какой-то точки зрения (например, из условия минимума расхода горючего или просто задается максимальная тяга) режима набора высоты, а набор высоты выполняется практически при постоянном скоростном напоре. Такой способ набора высоты апробирован на ряде самолетов и дал хорошие результаты.

е) в режиме выхода на заданную высоту включается режим стабилизации барометрической высоты полета по смене знака выражения с плюса на минус, а именно:

где:

а - величина, подлежащая определению в процессе разработки,

Т - постоянная времени дифференцирующего звена

k_н - коэффициент.

 При правильном выборе величины коэффициента k_н переходный процесс выхода на заданную высоту будет близок к экспоненте с постоянной времени Т_ВЬ!Х ≈k₁i_H2 / k₂ i_H1

ж) в режиме стабилизации геометрической высоты полета:

где: i_Hr1 и i_Hr2 [м] - передаточные числа по геометрической высоте полета (они могут быть одинаковыми по величине),

(Δn_y1),и (Δn_y2) - ограничения снизу и сверху заданной нормальной избыточной перегрузки в режиме стабилизации геометрической высоты полета.

Всегда (Δn_y1) >( Δn_y2), чем системе стабилизации придаются свойства "избирательности", и она реагирует на "грубость" рельефа местности: если СКО рельефа вызывает значение заданной перегрузки, превышающее величину Δn_y2, то на выхоле ограничителя в сигнале (Н_r-Н_зад), в системе в силу эффекта фазового детектирования при указанном выше условии появляется положительная постоянная составляющая, приводящая к увеличению высоты полета и тем самым обеспечивается увеличение вероятности ее сохранности. Этот вопрос требует специального исследования, а величины  Δn_y1 и Δn_y2 требуют индивидуального определения для данного ЛА; по опыту соотношение Δn_y1/ Δn_y2 ≈ 3.

Следует иметь в виду, что полет на малой высоте по сигналам только радиовысотомера возможен только над в лучшем случае пересеченной местностью (отклонения, рельефа не превышают 30м и углы его склона не превышают 3°). Здесь следует рассмотреть возможность и целесообразность разработки системы полета на малой высоте в режиме стабилизаци барометрической высоты по алгоритму с коррекцией величины Н_зад от радиовысотомера.

3) в режиме старта предлагается ПК включить в режим стабилизации утла тангажа при зад = старта причем, старта должен быть равен углу наклона стартовой установки; на интегрирующем элементе контура управления нормальной перегрузкой записывается стартовое положение руля высоты ( в этом случае система сохраняет условие Δn_y =0, что соответствует прямолинейному полету). По окончании работы стартового ускорителя он сбрасывается, а по достижении приборной скоростью величины Vнабора ПК переключается в режим стабилизации приборной скорости при Vзад=Vнабора который сохраняется до момента начала выхода на заданную высоту полета.

и) в режиме посадки можно предложить альтернативную логику выполнения этого режима, сохранив логику его включения, а именно:

- на высоте Нбар > 1200м по признаку "посадка" в канал управления углом крена задается величина Фзад=Фw (при этом в ЦВМ хранится сигнал Фтек) и по окончании ее отработки (γ ≤ 5°) выдается управляющий сигнал «малый газ»,

- далее угол Фзад=Фw стабилизируется путем воздействия на газовые рули,

Остальные режимы работы ПК-ВМ представляют собою комбинации перечисленных, и переход к ним осуществляется путем логических операций (так, например, режим изменения высоты полета может выполняться путем переключения на режим стабилизации заданного угла тангажа с последующим выходом на новую высоту полета; величина зад в данном случае может быть функцией разности высот.).

"Недостатком" перегрузочного внутреннего контура является то, что он может потребовать коррекции его передаточных чисел по параметрам режима.