Патенты принадлежащие Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") (RU)

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в навигационных системах морских, воздушных и наземных объектов. Технический результат - повышение точности бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) на основе непрерывной коррекции курсовертикали, в том числе и в условиях маневра.

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может найти применение в системах контроля и управления летательными аппаратами (ЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей и повышение точности определения навигационных параметров.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. Технический результат - повышение точности способа коррекции бесплатформенной инерциальной навигационной системы (БИНС) по углам крена и тангажа, в частности, в условиях маневрирования летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. Технический результат - повышение точности курсовертикали путем обеспечения непрерывной коррекции углов тангажа и крена, в частности, в условиях маневрирования летательных аппаратов (ЛА) в полете.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, а также относится к области навигационных приборов для контроля и управления летательными аппаратами.

Изобретения относятся к авиационной технике, а именно к способам и устройствам определения центра масс (ЦМ) летательного аппарата (ЛА) в полете. Способ основан на измерении параметров полета ЛА, включает в себя измерение ускорений относительно ЦМ в двух фиксированных точках, расположенных вдоль продольной оси ЛА на известном расстоянии друг от друга, при помощи акселерометров, установленных в этих точках, один в хвостовой, другой в головной частях фюзеляжа, использование значения ускорения силы тяжести и на их основе определение ЦМ в установившемся режиме полета при выполнении соответствующего маневра.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации, функционально объединяющего инерциальный способ навигации, спутниковый способ навигации и воздушно-скоростной способ навигации, а также к навигационным приборам для контроля и управления летательными аппаратами.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. Технический результат - повышение точности и обеспечение непрерывности коррекции углов курса, тангажа и крена подвижного объекта, в частности летательного аппарата (ЛА) в условиях маневрирования в полете.

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации и может быть использовано при осуществлении навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях.

Система дистанционного управления вертолетом содержит два поста управления с органами управления и датчиками положения ручек управления (ДПР), четыре блока управления приводом (БУП), два интегрированных блока датчиков (ИБД), два блока преобразования сигналов (БПС), блок резервной навигации (БРН), четыре электромеханических привода, блок кворумирования сигналов резервных каналов (БКС), блок управления архитектурой (БУА), два вычислительных устройства (ВУ), комплекс бортового оборудования (КБО), соединенные определенными образом.
Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) с использованием комплексного способа навигации и может найти применение при осуществлении навигации высокодинамичных ЛА в сложных навигационных условиях.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для морских, воздушных и наземных объектов. Технический результат - повышение точности и обеспечение непрерывности коррекции углов курса, тангажа и крена подвижного объекта, в частности ЛА в условиях маневрирования в полете.

Изобретения относятся к области систем навигации летательных аппаратов (ЛА) и могут быть использованы при выставке бесплатформенных инерциальных навигационных систем летательного аппарата (БИНС ЛА) корабельного базирования.

Изобретение относится к бортовым вычислительным системам и может быть использовано для построения высоконадежных отказоустойчивых комплексных систем управления (КСУ) полетом летательных аппаратов (ЛА). Техническим результатом является повышение живучести, надежности и отказобезопасности системы.
Изобретение относится к способу управления полетом летательного аппарата (ЛА). Для управления полетом ЛА выполняют вычислительные операции с резервированным процессорным определением локальных сигналов управления, передают данные по разветвленной сети из линии передачи данных, осуществляют согласование управляющих сигналов, направляют их к исполнительным органам, производят контроль исправности резервированных каналов управления, размещенных по два резерва на левом и правом борту ЛА, по результатам проверки автоматически производят реконфигурацию структуры блоков вычисления и управления, выбирают один из трех режимов управления: основной, альтернативный (упрощенный) или резервный (аварийный) в зависимости от количества обнаруженных отказов.

Изобретение относится к системам управления аэродинамическими поверхностями самолетов. Исполнительный механизм системы управления содержит блок управления и рулевой привод.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано на летательных аппаратах (ЛА) для определения коэффициентов девиации, описывающих изменения напряженности магнитного поля земли (МПЗ), вносимые летательным аппаратом непосредственно в полете для компенсации этих изменений при вычислении магнитного курса.

Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано на борту летательного аппарата, а также при моделировании динамики и управлении полетами летательных аппаратов. Технический результат - увеличение точности определения углов пространственной ориентации летательных аппаратов.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для определения приращения эффективной тяги двигателей самолета как в полете, так и на земле. Способ предусматривает измерение угла атаки самолета и перегрузки вдоль продольной оси самолета и на основании полученных измерений, используя константы, характеризующие конструкцию и аэродинамические характеристики испытуемого самолета, такие как эквивалентная площадь крыла самолета S, угол отклонения оси двигателя от продольной оси самолета φдв, априорно известные входной Рвх0 и выходной Рвых0 импульсы двигателя, ускорение свободного падения g, масса самолета m, и применяя метод наименьших квадратов, определение приращения эффективной тяги двигателя.

Исполнительный механизм системы управления содержит блок управления и рулевой привод. Рулевой привод содержит электродвигатель, тахогенератор, датчик положения ротора, электромеханический тормоз, двухступенчатый редуктор, шарико-винтовую пару, двухсекционный датчик обратной связи положения штока.

Изобретение относится к области приборостроения инерциальных навигационных систем и может использоваться для определения угловой ориентации летательных аппаратов любого типа. Сущность изобретения состоит в совместной обработке измерений датчиков перегрузок и измерений скорости летательного аппарата (ЛА) спутниковой навигационной системой (СНС) при отсутствии датчиков угловых скоростей.

Изобретение относится к инерциальным навигационным системам и может использоваться для определения угловой ориентации подвижных объектов любого типа. Сущность изобретения состоит в совместной обработке измерений датчиков перегрузок и измерений скорости подвижного объекта спутниковой навигационной системой (СНС), при отсутствии датчиков угловых скоростей.

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к спутниковым навигационным системам (СНС), и может быть использовано для определения целостности информации от СНС. Достигаемый технический результат - повышение достоверности целостности информации непосредственно на объекте потребителя.
Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для измерения эффективной тяги двигателей самолета. Устройство содержит измеритель скоростного напора воздушного потока, датчик угла атаки, датчик перегрузки, задатчик размера матриц, три блока формирования матриц, блок вычитания матриц, блок транспонирования матрицы, блок обращения матрицы, три блока умножения матриц, соединенных между собой определенным образом.

Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано для определения эффективной тяги двигателей самолета. Способ основан на измерении скоростного напора воздушного потока, включает в себя измерение угла атаки самолета и перегрузку вдоль продольной оси самолета.

Изобретение относится к измерительной технике, а именно к измерениям воздушной скорости, и может быть использовано для определения и компенсации погрешности измерения воздушной скорости и определения скорости ветра на высоте полета летательного аппарата.

Изобретение относится к технике определения параметров движения и к области оценки и компенсации погрешностей измерения углового положения летательного аппарата (ЛА). Устройство определения погрешностей измерения угла атаки и угла скольжения содержит блок измерения угла скольжения, блок измерения угла атаки, измеритель углового положения летательного аппарата, дополнительно включает в себя спутниковую навигационную систему, блок вычисления воздушной скорости, блок формирования функционала, три блока возведения в квадрат, последовательно соединенные первый сумматор, блок извлечения квадратного корня, первый делитель, блок определения арксинуса аргумента, первый умножитель и второй сумматор, последовательно соединенные второй делитель, блок определения арктангенса аргумента, второй умножитель и третий сумматор, последовательно соединенные третий умножитель и четвертый сумматор, последовательно соединенные четвертый умножитель и пятый сумматор, и блок обработки функционала.

Заявляемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам и устройствам определения центра масс летательного аппарата (ЛА) в полете. Способ основан на измерении параметров полета летательного аппарата.

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для непрерывной коррекции углов крена и тангажа подвижных объектов, в частности беспилотных летательных аппаратов. Изобретение предусматривает использование сигналов, соответствующих угловой скорости объекта, и сигнала, соответствующего земной скорости объекта, и комплексирование данных сигналов и сигналов, соответствующих линейным ускорениям, преобразованных с учетом параметров полета объекта, и адаптивную оценку крена и тангажа осуществляют посредством фильтра Калмана, в котором коэффициент усиления изменяется в зависимости от текущих значений модули перегрузки, угловых скоростей и земной скорости объекта.

Изобретение относится к измерительной технике и может найти применение в навигационных системах морских, воздушных и наземных объектов. Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение для определения центра масс летательного аппарата (ЛА) в полете. Технический результат - повышение точности.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в магнитной навигации, в частности, для определения углов пространственной ориентации летательных аппаратов (ЛА). Устройство для определения углового положения подвижного объекта содержит два трехкомпонентных магнитометра, трехкомпонентный блок датчиков угловых скоростей, трехкомпонентный акселерометр, вычислительное устройство и устройство фильтрации Калмана, размещенные на подвижном объекте и включенные между собой соответствующим образом.

Заявляемое изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано при выставке бесплатформенных инерциальных навигационных систем (БИНС) управляемого аппарата (УА). Способ включает в себя предварительную обработку сигналов, соответствующих угловым скоростям, измеренным трехкомпонентными датчиками угловых скоростей (ДУС), установленными на УА и самолете-носителе (СН), на маневре СН типа «змейка», основанную на применении метода фильтрации Калмана.

Изобретение относится к магнитному курсоуказанию и навигации и может быть использовано на летательных аппаратах для определения коэффициентов девиации, описывающих изменения напряженности магнитного поля земли (МПЗ), вносимые летательным аппаратом (ЛА) непосредственно в полете, и компенсации этих изменений при вычислении магнитного курса ψм.
Наверх