Патенты автора Агеев Андрей Михайлович (RU)

Изобретение относится к способам контроля и динамической реконфигурации вычислительных систем. Технический результат состоит в повышении отказоустойчивости вычислительной системы. В способе контролируют работоспособность и функциональную эффективность функциональных модулей вычислительных устройств по одному или нескольким показателям, формируют оценки готовности и эффективности устройств, проверяют соответствие оценок эффективности устройств заданным критериям, объединяют вычислительные устройства в пары, формируют оценки предпочтения устройств по заданным критериям, осуществляют поэтапное попарное сравнение оценок готовности, функциональной эффективности и предпочтения устройств по заданным критериям, определяют наиболее предпочтительные устройства по заданным критериям, выявляют ошибки контроля устройств, сохраняют и передают информацию о результатах контроля, каждого этапа сравнения и итогового результата контроля, формируют команды на реконфигурацию вычислительной системы путем замены отказавших устройств на работоспособные или частично работоспособные со сниженной эффективностью по заданным критериям, назначают ведущее устройство для организации контроля по критерию готовности, при этом факт готовности устройств определяют способностью их к выполнению функций контроля в полном объеме. 4 ил.

Изобретение относится к навигации и может быть использовано для автоматического управления посадкой летательного аппарата, коррекции инерциальных навигационных систем на стартовой позиции в процессе взлета. Способ определения координат летательного аппарата относительно взлетно-посадочной полосы основан на приеме двумя разнесенными цифровыми фотокамерами сигналов по меньшей мере трех лазерных маяков с известными координатами, не лежащих на одной прямой и установленных на взлетно-посадочной полосе. При этом осуществляют субпиксельную обработку оцифрованных изображений, снимаемых с фотоматриц, в результате чего определяют координаты центров яркости изображений лазерных маяков и вычисляют координаты лазерных маяков относительно летательного аппарата, с использованием которых вычисляют матрицу направляющих косинусов, углы ориентации и координаты летательного аппарата относительно взлетно-посадочной полосы. Технический результат заключается в обеспечении возможности повышения точности измерения параметров положения летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к навигации и предназначено для определения координат подвижного объекта на взлетно-посадочной полосе (рулежной дорожке, автодороге и т.д.) с установленными на ней кодовыми метками, а также координат и габаритов повреждений и препятствий на взлетно-посадочной полосе. Может использоваться как для автономной работы, так и для работы в комплексе с другими навигационными системами. Заявленный способ заключается в том, что осуществляют последовательное фотоэкспонирование земной поверхности посредством фотокамеры, установленной на подвижном объекте, выделяют на каждой паре двух последовательных изображений группу по меньшей мере из трех кодовых меток, определяют координаты центров меток в связанной системе координат, считывают с каждой метки ее код и по нему определяют координаты метки в горизонтальной системе координат, вычисляют линейные и угловые координаты подвижного объекта, а также координаты и габариты повреждений и препятствий на взлетно-посадочной полосе. Технический результат – повышение точности измерения координат местоположения на всей ВПП (рулежной дорожке). 2 ил.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами и может быть использовано для их гарантированного наведения на наземный источник излучения по известному лишь только пеленгу без определения координат источника. Технический результат – повышение эффективности наведения за счет исключение вывода летательного аппарата за источник излучения. По способу пеленгуют источник излучения. Идентифицируют его как цели. Определяют курсовой угол на источник излучения. Строят прямую линию заданного пути, проходящую через точку пеленгования в направлении источника излучения. Выводят летательный аппарат с разворотом на линию заданного пути с нулевым курсовым углом на источник излучения. При этом для расчета используют местную декартову систему координат с центром, совпадающим с местом расположения летательного аппарата в момент пеленгования источника излучения. Обеспечивают выход летательного аппарата на линию заданного пути до точки пеленгования источника излучения при любых скоростях и курсовых углах. Определяют скорость летательного аппарата и минимально допустимый для этой скорости радиус разворота. Рассчитывают точку начала и радиус разворота летательного аппарата. Выполняют прямолинейный полет до расчетной точки начала разворота. Вывод летательный аппарат на линию заданного пути осуществляют по окружности с расчетным радиусом с разворотом в противоположную сторону от источника излучения. 1 ил.

Изобретение относится к способу определения координат летательного аппарата относительно взлетно-посадочной полосы. Способ заключается в последовательном фотоэкспонировании земной поверхности фотокамерой, размещенной на 3-рамном кардановом подвесе, установленной на летательном аппарате, при этом получают оцифрованные изображения трех наземных лазерных маяков с известными координатами, осуществляют стабилизацию положения изображений на фотоматрице двух фронтально расположенных на взлетно-посадочной полосе из трех лазерных маяков, определяют координаты летательного аппарата относительно взлетно-посадочной полосы. 2 ил.

Изобретение относится к способу управления многосекционным рулем летательного аппарата. Для управления многосекционным рулем формируют команды управления каждой секцией для обеспечения требуемых моментов. При выходе секций из строя их отключают и фиксируют в положении, близком к нейтральному, а симметричную ей секцию продолжают использовать путем изменения законов управления отдельными секциями. Обеспечивается максимальное сохранение устойчивости и управляемости летательного аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к способу вывода самолета в точку начала посадки. Для вывода самолета в точку начала посадки измеряют текущие координаты самолета, предварительно строят участок маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линией заданного пути, строят четыре возможных маршрута комбинаций право- и левостороннего предварительного и предпосадочного разворота, рассчитывают длину их пути, осуществляют полет по маршруту с минимальной длиной пути до точки начала посадки. Обеспечивается сокращение времени вывода самолета в точку начала посадки. 2 ил.

Изобретение относится к методам определения дальности с использованием пеленгатора, размещенного на носителе, выполняющего движение в направлении источника радиоизлучения, в интересах снижения погрешности определения координат. Достигаемый технический результат – снижение погрешности определения дальности до неподвижного источника радиоизлучения с подвижного объекта, оснащенного пеленгатором. Указанный результат достигается за счет того, что способ определения дальности до неподвижного источника излучения движущимся пеленгатором основан на последовательном выполнении угловых маневров носителем пеленгатора с отворотом от источника излучения и определении дальности до него, дополнительно угловой маневр совершают при постоянном угле пеленгации α, при этом измеряют пройденный путь L0 и изменение курсового угла ϕ0 носителя пеленгатора и по их значениям рассчитывают начальную дальность до источника излучения по формуле , по мере сближения измеряют изменения курсового угла ϕi носителя пеленгатора и уточняют дальность до источника излучения по формуле , где , N - число измерений. 2 ил.

Изобретение относится к методам определения расстояния с использованием пеленгатора, размещенного на носителе, выполняющего движение в направлении источника радиоизлучения, в интересах снижения погрешности определения координат. Достигаемый технический результат – снижение погрешности определения расстояния до неподвижного источника радиоизлучения с подвижного объекта, оснащенного пеленгатором. Указанный результат достигается за счет того, что способ определения расстояния до неподвижного источника излучения движущимся пеленгатором основан на последовательном выполнении угловых маневров носителем пеленгатора с отворотом от источника излучения и определении расстояния до него, дополнительно угловой маневр совершают при постоянном угле пеленгации α через промежутки времени Ti, где , N - число измерений, измеряют изменения курсового угла ϕi носителя пеленгатора, движущегося со скоростью V, и определяют расстояние до источника излучения по формуле . 2 ил.

Группа изобретений относится к области вычислительной техники и может быть использована в сложных радиотехнических комплексах, автоматизированных системах управления. Техническим результатом является повышение надежности. Устройство содержит рабочий элемент, элементы сравнения, суммирующее устройство, делитель, вычитающие устройства, блок управления, устройства коммутации, контроллер. 2 н.п. ф-лы, 5 ил., 1 прил.
Изобретение относится к импульсной технике. Техническим результатом является обеспечение возможности формирования последовательности двух разнополярных прямоугольных импульсов, изменения их длительности и интервала между ними в пределах от сотен миллисекунд до единиц-десятков-сотен секунд путем раздельного управления положением переднего и заднего фронтов формируемого импульса. Формирователь содержит четыре триггера Шмитта (ТШ), источник колебаний произвольной формы (ИКПФ), три переключателя (П) на два положения, источник постоянного напряжения (ИПН), два делителя напряжения (ДН), интегратор (И), перемножитель сигналов (ПС), три вычитающих устройства (ВУ). 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к современным пилотажно-навигационным комплексам (ПНК) летательных аппаратов (ЛА) и их бортовой аппаратуре и предназначается в основном для формирования сигналов управления резервированными с помощью мажоритарных элементов системами радиоавтоматики и системами автоматического управления ЛА. Техническим результатом является повышение надежности работы системы. Устройство управления резервированной с помощью мажоритарных элементов системой содержит рабочий элемент (РЭ), два элемента сравнения (ЭС), три вычитающих устройства (ВУ), три компаратора (К), три электронных ключа (ЭК), а также содержит три канала обнаружения отказавшего элемента (ООЭ), каждый содержащий последовательно соединенные линию задержки (ЛЗ), ВУ, дифференцирующее звено (ДЗ) и триггер (Тр), причем вход каждой ЛЗ подсоединен ко вторым входам соответствующих ВУ, при этом вход первой ЛЗ подключен к выходу РЭ, вход второй ЛЗ - к выходу первого ЭС, вход третьей ЛЗ - к выходу второго ЭС, а выходы Тр подсоединены соответственно к четвертому, пятому и шестому входам БУ. 4 ил.

Изобретение относится к системам радиоавтоматики и автоматического управления, резервированных с помощью мажоритарных элементов. Технический результат - повышение вероятности безотказной работы. Устройство восстановления работоспособности системы, резервированной с помощью мажоритарных элементов, содержит блок управления (БУ), четыре компаратора (К), шесть электронных ключей (ЭК), три вычитающих устройства (ВУ), рабочий элемент (РЭ), два элемента сравнения (ЭС), элемент резерва (ЭР), четыре логических элемента ИЛИ (далее ИЛИ), четыре логический элемента И (далее И), три логических элемента НЕ (далее НЕ), переключатель электронных ключей (ПЭК), счетчик импульсов (Сч) и два триггера (Тр). 3 ил.

Изобретение относится к современным пилотажно-навигационным комплексам летательных аппаратов и их бортовой аппаратуре. Технический результат - повышение эффективности функционирования резервированной системы с выбором среднего арифметического значения выходных параметров резервируемых элементов. Устройство управления резервированной системой с выбором среднего арифметического значения выходных параметров резервируемых элементов содержит: i=1…n резервируемых каналов (РК), каждый содержащий резервируемый элемент (РЭ), последовательно соединенные суммирующее устройство (СУ) и устройство деления (УД), являющееся выходом устройства, последовательно соединенные счетчик (Сч) и блок управления (БУ), выход которого подключен ко второму входу УД, последовательно соединенные ключ (Кл), линию задержки (ЛЗ), вычитающее устройство (ВУ), пороговое устройство (ПУ) и триггер, при этом выходы каждого триггера РК подключены к соответствующим входам Сч и управляющим входам Кл, причем в каждом РК входы ЛЗ и ВУ подсоединены к соответствующим входам СУ, причем выход РЭ каждого РК подключен к входу соответствующего Кл. 3 ил.

Изобретение относится к области способов посадки беспилотных летательных аппаратов (БЛА) и может быть использовано при решении задачи обеспечения точной автоматической посадки БЛА самолетной конструкции на площадку малых размеров. В способе выполняют посадку БЛА в улавливающую сеть, причем формируют круговую зону захода на посадку, для чего в заданной точке посадки устанавливают ненаправленный источник радиоизлучения, а на борту БЛА устанавливают радиопеленгатор, выполняют автономный ввод БЛА в зону захода на посадку, используя штатное бортовое навигационное оборудование, производят прием сигналов ненаправленного источника радиоизлучения и выполняют его угловое сопровождение в горизонтальной и вертикальной плоскостях бортовым радиопеленгатором, по данным которого с помощью бортовой системы управления формируют команды самонаведения БЛА на источник радиоизлучения в горизонтальной плоскости. Одновременно выполняют самонаведение БЛА на источник радиоизлучения в горизонтальной плоскости и полет БЛА на заданной высоте, по достижении заданного угла визирования источника радиоизлучения в вертикальной плоскости переводят БЛА в пикирование, по данным бортового радиопеленгатора с помощью бортовой системы управления формируют команды самонаведения БЛА на источник радиоизлучения в вертикальной плоскости, выполняют самонаведение БЛА на источник радиоизлучения в вертикальной и горизонтальной плоскостях до попадания в улавливающую сеть, установленную горизонтально над источником радиоизлучения. Достигается увеличение автономности выполнения точной посадки БЛА. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, в частности к системам стабилизации полета. Способ управления заключается в измерении текущих значений углов наклона траектории θ, пути ψ, крена γ, определении необходимых для наведения на цель ракеты значений углов наклона траектории θзад, пути ψзад, крена γзад, определении сигналов рассогласований по углам наклона траектории Δθзад, пути Δψзад, крена Δγзад от заданных значений и формировании сигналов скорости отклонения рулей по каналу высоты δ ˙ B , направления δ ˙ H , элеронов δ ˙ Э . Сигналы управления по каналам δ ˙ B , δ ˙ H , δ ˙ Э суммируются между собой и формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей δ 1 с у м м , δ 2 с у м м , δ 3 с у м м , δ 4 с у м м . Измеряя воздушную скорость движения ракеты Va и зная воздушную скорость, необходимую для движения на цель Va зад, определяют рассогласование от заданной скорости ΔVa зад=Va-Va зад и формируют дополнительный сигнал скорости отклонения рулей по каналу продольной скорости δ ˙ П С . Формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей δ 1 с у м м , δ 2 с у м м , δ 3 с у м м , δ 4 с у м м : - при угле атаки, большем угла скольжения - синхронное перемещение соседних рулей с каждой стороны попарно-синхронно навстречу друг другу; - при угле скольжения, большем угла атаки - синхронное перемещение соседних рулей сверху и снизу попарно-синхронно навстречу друг другу, что приводит к управлению значениями воздушной скорости движения ракеты Va. Повышается эффективность управления. 4 ил.

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх