Патенты автора Горячев Олег Владимирович (RU)
Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в системах цифрового дискретного электропривода с 2-фазным шаговым электрическим двигателем, требующих точного позиционирования исполнительного устройства на широком диапазоне частот, в частности: станки с ЧПУ, роботы и т.д. Техническим результатом является увеличение точности позиционирования дискретного электропривода, путем предотвращения явления резонанса шагового двигателя на соответствующих частотах напряжения питания. В способе управления 2-фазным шаговым электрическим двигателем, при котором осуществляют импульсную модуляцию фазных напряжений на обмотках двигателя при частоте и скважности импульсов, не изменяют скважность управляющих импульсов питающего напряжения, подаваемых на силовой полупроводниковый преобразователь цифрового дискретного электропривода, изменяют смещение периода их подачи между фазами, число электрических состояний на заданный период не изменяют и соответствуют режиму управления без электрического дробления шага, частоту шагов последовательно чередуют при условии сохранения их количества на заданный период. 6 ил.
Группа изобретений относится к области систем рулевых приводов летательных аппаратов, а именно к системам комбинированных рулевых приводов, содержащих рулевую машину с аэродинамическими рулями и газодинамическое устройство управления со сверхзвуковыми соплами. По первому варианту рулевая машина и газодинамическое устройство управления снабжены соответственно первым и вторым газовыми эжекторами, содержащими низконапорные сопла, сообщенные с дополнительно установленными первым и вторым воздухозаборниками набегающего потока, высоконапорные сопла, сообщенные соответственно с первым и вторым бортовыми источниками сжатого газа, запускаемыми на начальном участке траектории полета при малых скоростных напорах набегающего потока, и камеры смешения, соединенные с каналами подвода газа соответственно к рулевой машине и газодинамическому устройству управления. По второму варианту рулевая машина и газодинамическое устройство управления снабжены соответственно первым и вторым распределительными клапанами, содержащими рабочие полости, соединенные соответственно с каналами подвода газа к рулевой машине и газодинамическому устройству управления, и клапанные регулирующие органы, каждый из которых имеет по два жестко соединенных впускных затвора, расположенных между двумя соответствующими впускными седлами, причем два впускных седла сообщены с дополнительно введенными воздухозаборниками набегающего потока, а два противоположно расположенных впускных седла сообщаются соответственно с первым и вторым бортовыми источниками сжатого газа, запускаемыми на высотном участке траектории полета при малых скоростных напорах набегающего потока. Обеспечивается повышение экономичности системы привода. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Предложенная группа технических решений относится к классу лучевых способов и систем управления ракетами, обеспечивающих прямое попадание в цель. Задача состоит в обеспечении управления ракетой при вращении электромагнитного информационного луча по крену без компенсации «скручивания» и повышении надежности работы. Предлагаемый способ управления ракетой содержит выработку электромагнитного луча, кодирование поперечного сечения луча или поля управления электромагнитными импульсами, напряженность и длительность каждой пары которых постоянна на любой концентрической, по отношению к центру луча, окружности и линейно изменяется от центра луча к краю, измерение приемным устройством ракеты их текущих значений и преобразование в электрический сигнал, пропорциональный отклонению приемного устройства ракеты от центра поля управления, измерение углового положения приемного устройства ракеты относительно радиуса-вектора, соединяющего ЦМ ракеты и центр поля управления, выработку сигнала управления, отклонение рулевого органа, выработку управляющей силы пропорционально отклонению рулевого органа и в соответствии с законом полярного управления, состоящем в том, что полярную управляющую силу направляют в центр поля управления независимо от скорости относительного движения поля управления и ракеты, величину вырабатываемой полярной управляющей силы определяют по зависимости kρ=k1(ρ+k2ρ'+k3ρ''), где kρ - величина полярной управляющей силы, k1,2,3 - коэффициенты пропорциональности определяемые из условий устойчивости и точности управления, ρ - отклонение ЦМ ракеты от центра поля управления, ρ' - радиальная скорость движения центра масс ракеты, ρ'' - центростремительное ускорение движения ЦМ ракеты, и изменяют в соответствии с угловым положением приемного устройства ракеты относительно радиуса-вектора, соединяющего ЦМ ракеты и центр поля управления. Предлагаемая система управления, реализующая предложенный способ управления ракетой, содержит источник электромагнитного излучения, последовательно соединенные приемное устройство, координатор, блок выделения крена, блок выработки команд управления, блок преобразования команд и рулевой привод, причем приемное устройство смещено относительно продольной оси ракеты, блок выделения крена и блок преобразования команд соответственно содержат последовательно соединенные узкополосный фильтр, первый сумматор и интегратор, второй сумматор, умножитель, вход узкополосного фильтра и второй вход первого сумматора соединены с выходом координатора, выход которого соединен со входом интегратора и вторым входом второго сумматора, второй вход умножителя соединен с выходом узкополосного фильтра, а выход умножителя соединен со входом рулевого привода. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.
УПРАВЛЯЕМЫЙ РЕАКТИВНЫЙ СНАРЯД // 2502042
Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Управляемый реактивный снаряд включает управляющий и разгонный блоки. Управляющий блок выполнен в виде двух модулей: носового с органами управления реактивным снарядом и хвостового. Между собой модули управляющего блока соединены посредством цилиндрического шарнира с осью вращения, совпадающей с продольной осью разгонного блока. Хвостовой модуль управляющего блока выполнен в виде единого конструктивного целого с разгонным блоком. На оси цилиндрического шарнира, жестко связанной с разгонным блоком, расположен ротор электрического моментного двигателя. Статор двигателя жестко связан с корпусом носового модуля управляющего блока. На внешней поверхности носового модуля управляющего блока расположена одна пара аэродинамических рулей, жестко связанных с внешней поверхностью носового модуля. Рули установлены под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля. Достигается упрощение конструкции и повышение боевой эффективности управления реактивных снарядов. 1 ил.
