Патенты автора Кравчук Сергей Валентинович (RU)
Группа изобретений относится к способу и устройству формирования цифроаналогового сигнала угловой стабилизации нестационарного объекта управления. Для формирования сигнала угловой стабилизации задают цифровой сигнал углового положения, измеряют цифровой сигнал углового положения, формируют его запаздывание, измеряют аналоговый сигнал угловой скорости, формируют цифровой сигнал рассогласования и преобразовывают его в аналоговый сигнал, формируют выходной сигнал угловой скорости, измеряют сигнал скоростного напора, формируют ограничение сигнала запаздывания определенным образом, задают сигнал минимального скоростного напора, выставляют минимальный уровень сигнала ограничения суммарного сигнала при значениях скоростного напора, равных или меньше, чем минимальное. Устройство содержит цифровой датчик угла, датчик угловой скорости, цифровой задатчик угла, цифровой блок сравнения, цифроаналоговый преобразователь, суммирующий усилитель, исполнительное устройство, элемент запаздывания, датчик скоростного напора, три адаптивных ограничителя сигнала, однополярный релейный элемент, управляемый ключ, задатчик сигнала минимального скоростного напора, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение точности и качества управления нестационарным объектом управления. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Группа изобретений относится к способу и устройству для формирования многофункционального сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата (ЛА). Для формирования сигнала стабилизации задают сигнал углового отклонения положения ЛА, измеряют сигналы углового положения и угловой скорости ЛА, измеряют сигнал скоростного напора, формируют сигнал рассогласования между ограниченным определенным образом сигналом заданного углового отклонения и ограниченным сигналом запаздывания и преобразуют его в аналоговый сигнал, формируют суммарный сигнал на основе аналогового сигнала, ограничивают суммарный сигнал определенным образом для воздействия на рулевой привод. Устройство содержит измеритель углового положения и измеритель угловой скорости ЛА, задатчик сигнала углового отклонения ЛА, блок сравнения, цифроаналоговый преобразователь, рулевой привод, звено запаздывания, измеритель скоростного напора, два адаптивных ограничителя сигнала, адаптивный суммирующий усилитель с ограничением, противоизгибный фильтр, соединенные определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей, точности и качества управления. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата // 2611459
Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата содержит задатчик сигнала управления по курсу, пять блоков вычитания, три усилителя, сумматор, ограничитель сигнала, измеритель угла курса, измеритель угловой скорости по курсу, управляемый ключ, три задатчика порогового сигнала, адаптивное инерционное звено, два формирователя модульной функции, три однополярных двухпозиционных реле с гистерезисом, два логических элемента «ИЛИ», задатчик сигнала управления по тангажу, датчик скоростного напора, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение устойчивости и качества процессов углового движения беспилотных летательных аппаратов. 1 ил.
Группа изобретений относится к способу формирования сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата (БПЛА) системе управления для этого способа. Для управления угловым движением БПЛА задают сигнал углового положения, измеряют сигнал углового положения и сигнал угловой скорости, путем вычитания заданного и измеренного сигналов углового положения формируют, а затем усиливают сигнал рассогласования, посредством противоизгибной фильтрации формируют выходной сигнал управления, используют два пороговых сигнала для формирования определенным образом дополнительной компоненты сигнала рассогласования и исключения ее соответственно. Система управления содержит задатчик сигнала углового положения, три блока вычитания, три усилителя, сумматор, противоизгибный фильтр, измеритель угла, измеритель угловой скорости, два формирователя модульной функции, блок выделения сигнала положительной полярности, релейный элемент с зоной нечувствительности и гистерезисной характеристикой, управляемый ключ, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивость углового движения БПЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Группа изобретений относится к способам и системам ориентации космического аппарата (КА). В предлагаемом способе формируют сигналы оценки: угла ориентации, угловой скорости вращения КА и управления. Определяют разности сигналов указанных параметров и их оценок. По некоторым формулам вычисляют коррекции сигналов задания и оценки внешней помехи. С учетом данных коррекций корректируют сигналы оценки угла ориентации и угловой скорости. Последние используют в контуре управления ориентацией КА. Предлагаемое устройство содержит дополнительные блоки: памяти, сумматоров, усилителей, интеграторов, связанные друг с другом и прочими элементами через систему переключателей. В устройстве использованы модели основного контура ориентации КА и двигателя-маховика. Технический результат группы изобретений заключается в повышении точности и надежности системы ориентации КА при отказах датчика угла ориентации и датчика угловой скорости вращения КА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к контролю исправности гироскопических измерителей вектора угловой скорости космического аппарата.
Отличием предложенного технического решения является то, что способ формируют пять пороговых сигналов, сигналы норм гирокватернионов, сигналы норм базисов, сигнал нормы астрокватерниона, определяют скорости изменения выходных сигналов каждого из гироскопов и при превышении ими первого порогового сигнала формируют второй сигнал неисправности, определяют сигналы разностей сигналов гирокватернионов базисов и при превышении ими второго порогового сигнала формируют третий сигнал неисправности, после получения хотя бы одного сигнала неисправности определяют сигнал разности между сигналом нормы гирокватерниона рабочего базиса и сигналом нормы астрокватерниона и при превышении ею третьего порогового сигнала формируют четвертый сигнал неисправности, эпизодически на интервале времени в пять минут определяют сигналы разности сигналов гирокватернионов сигналов базисов и сигнала астрокватерниона и при превышении ею четвертого порогового сигнала формируют пятый сигнал неисправности, эпизодически в течение четырех секунд после получения третьего сигнала неисправности размыкают контур управления космическим аппаратом, подают на вход исполнительного устройства тестовый пробный сигнал, измеряют выходные сигналы гироскопов и при превышении ими пятого порогового сигнала формируют шестой сигнал неисправности. Устройство реализации способа дополнительно содержит три схемы «ИЛИ», четырнадцать нелинейных блоков, шесть сумматоров, четыре формирователя сигнала нормы гирокватерниона и формирователь сигнала нормы астрокватерниона, выход астродатчика через формирователь сигнала нормы астрокватерниона соединен с первыми входами пятого, шестого, седьмого и восьмого сумматоров, выход формирователя сигнала нормы астрокватерниона через девятый сумматор подключен ко входу пятого нелинейного блока, выход первого формирователя базиса соединен через последовательно соединенные первый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, пятый сумматор и шестой нелинейный блок с первым входом первой схемы «ИЛИ», выход второго формирователя базиса через последовательно соединенные второй формирователь сигнала нормы гирокватерниона, шестой сумматор и седьмой нелинейный блок соединен со вторым входом первой схемы «ИЛИ», выход третьего формирователя базиса подключен к третьему входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные третий формирователь сигнала нормы гирокватерниона, седьмой сумматор и восьмой нелинейный блок, выход четвертого формирователя базиса подключен к четвертому входу первой схемы «ИЛИ» через последовательно соединенные четвертый формирователь сигнала нормы гирокватерниона, восьмой сумматор и девятый нелинейный блок, выход третьего формирователя сигнала нормы гирокватерниона через десятый сумматор подключен ко входу десятого нелинейного блока, выход четвертого формирователя сигнала нормы гирокватерниона соединен со вторым входом десятого сумматора, выход первого гироскопа через одиннадцатый нелинейный блок подключен к первому входу второй схемы «ИЛИ» и через последовательно соединенные первое дифференцирующее устройство и двенадцатый нелинейный блок к первому входу третьей схемы «ИЛИ», выход второго гироскопа через тринадцатый нелинейный блок соединен со вторым входом второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные второе дифференцирующее устройство и четырнадцатый нелинейный блок со вторым входом третьей схемы «ИЛИ», выход третьего гироскопа подключен через пятнадцатый нелинейный блок к третьему входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные третье дифференцирующее звено и шестнадцатый нелинейный блок к третьему входу третьей схемы «ИЛИ», выход четвертого гироскопа через семнадцатый нелинейный блок подключен к четвертому входу второй схемы «ИЛИ», а через последовательно соединенные четвертое дифференцирующее устройство и восемнадцатый нелинейный блок к четвертому входу третьей схемы «ИЛИ», выходы третьей схемы «ИЛИ», десятого нелинейного блока, пятого нелинейного блока, первой схемы «ИЛИ», второй схемы «ИЛИ» являются соответственно вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым выходами устройства. Технический результат, получаемый от использования изобретения, заключается в повышении надежности и точности способа контроля неисправности гироскопического измерителя и устройства для реализации способа. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к способу и устройству управления для бортовых систем стабилизации углового положения летательного аппарата
Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в широком диапазоне высот и скоростей полета при действии интенсивных внешних возмущений
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами
Изобретение относится к бортовым системам управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов (БПЛА)
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг его центра масс
Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) вокруг центра масс с использованием прибора, измеряющего направление на Солнце
Изобретение относится к системам управления движением космических аппаратов (КА) вокруг центра масс
Изобретение относится к системам управления движением космических аппаратов (КА) вокруг центра масс
Изобретение относится к области авиакосмического приборостроения и может найти применение при проектировании бортовых систем автоматического управления летательными аппаратами
Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автоматического управления летательными аппаратами
Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в бортовых системах автоматического управления летательными аппаратами с реализацией режимов координированных разворотов в боковом канале с большими углами крена
Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами, которые реализуют в процессе полета развороты со значительными углами атаки
