Способ управления движением беспилотного летательного аппарата


 


Владельцы патента RU 2504814:

Малецкий Олег Михайлович (RU)
Бытьев Алексей Вячеславович (RU)
Кравченко Виталий Анатольевич (RU)
Ткаченко Владимир Иванович (RU)
Чекинов Сергей Геннадьевич (RU)
Черкасов Владислав Николаевич (RU)
Шульга Сергей Владимирович (RU)
Краснянчук Николай Алексеевич (RU)
Коновалов Виктор Викторович (RU)
Круглов Андрей Алексеевич (RU)
Лойко Владимир Васильевич (RU)
Головань Михаил Витальевич (RU)

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение при управлении беспилотными летательными аппаратами (БЛА). Технический результат - повышение эффективности управления путем независимого ввода дополнительных поправок в каждый из приводов наведения БЛА и повышение точности наведения. Для достижения данного результата обеспечивают подвижность пусковой установки БЛА относительно пункта управления, на котором она установлена, возможность управления БЛА в узконаправленном оптическом информационном поле управления с учетом внешних условий, наличия помех, подвижности пункта управления. Обеспечивают возможность коррекции управляющих команд с целью создания дополнительных возможностей по маневрированию БЛА относительно заданного направления. Ограничивают максимальный уровень скорректированных команд управления беспилотным летательным аппаратом рамками его допустимых поперечных ускорений, а величину отклонения от заданного направления - размерами информационного поля управления.

 

Изобретение относится к способам управления движением летательных аппаратов, а более конкретно к способам управления движением беспилотных летательных аппаратов (БЛА), и может быть использовано в сложных условиях управления: плохой видимости, наличии радио- и пыледымовых помех, подвижности пункта управления, противодействия и др.

Высокая управляемость летательных аппаратов позволяет существенно повысить их точность, надежность функционирования и эффективность всего комплекса управления.

В настоящее время известны различные способы управления летательными аппаратами (самолетами, вертолетами, ракетами и др.). От их эффективности зависит эффективность выполнения ими поставленных задач.

Известен способ управления (RU №2100746, кл. F41G 7/28), в котором для повышения помехозащищенности аппаратуры управления БЛА и повышения точности предлагается в режиме наведения осуществлять переход с сантиметрового диапазона на миллиметровый диапазон длин волн. Процесс реализации этого способа усложняет аппаратуру управления. Кроме того, в нем не предусмотрены эффективные меры защиты БПЛА при преодолении зон противодействия и активного поражения. Известны способ и устройство, описанные в заявке на изобретение (№95107360, кл. F41G 7/22, Бюл. №10). Способ заключается в комплексном возмущении на посторонний контур слежения путем скачкообразного уменьшения величины эффективной отражающей поверхности и создании помех радиолокационным средствам зенитного комплекса. Устройство содержит элементы, уменьшающие эффективную отражающую поверхность, и генераторы помех радиолокационным средствам зенитного комплекса противника. Однако физически практически затруднительно скачкообразно уменьшить величину отражающей поверхности БЛА, а весовые и габаритные ограничения не позволяют разместить на БЛА эффективные широкодиапазонные антенны системы радиопротиводействия.

Известен способ управления (RU №23100 U1 от 20.05.2002 г.), в котором решается задача снижения потерь БЛА в системе ПВО объектового прикрытия путем использования для повышения скрытности выброса ложных целей, выполненных в виде дипольных отражателей и тепловых излучающих устройств, обладающих баллистическими характеристиками. При подходе к объекту поражения пиротехническим устройством выброса осуществляется выброс ложных целей. После отделения ЛЦ должны обеспечивать защиту БПЛА от средств ПВО в радиолокационном и инфракрасном диапазонах длин волн. Однако основных характеристик ложных целей, обеспечивающих их сходство с БПЛА в РЛК и ПК диапазонах длин волн, еще не достаточно для успешного преодоления зон активного поражения.

В указанных способах, предназначенных для преодоления зон поражения зенитных ракетных комплексов для срыва автосопровождения после их обнаружения радиолокационными средствами, целью является: повышение вероятности преодоления летательным аппаратом зоны поражения зенитного ракетного комплекса путем создания комплексного возмущения на контур слежения, приводящего к срыву процесса автосопровождения летательного аппарата как цели. Сущность изобретений состоит во введении в конструкцию летательного аппарата устройства, обеспечивающего скачкообразное уменьшение величины эффективной отражающей поверхности и создание помехи радиолокационным средствам зенитного ракетного комплекса. Новым является применение устройства, обеспечивающего идентификацию момента захвата и скачкообразное динамическое воздействие на контур слежения по каналам полезного сигнала и цели. Однако его недостатком является малая вероятность физической реализации скачкообразного уменьшения величины отражающей поверхности БЛА.

Наиболее близким к заявляемому способу, принимаемому в качестве прототипа, является способ управления движением беспилотного летательного аппарата, описанный в патенте RU №2390815 от 13.10.2008 г. В этом способе управления движением беспилотного летательного аппарата, оборудованного бортовой автоматической системой управления, вычислителем, радиоприемником, с помощью которого осуществляется радиосвязь с базовой радиостанцией, установленной на стационарном или подвижном пункте управления, включающем автоматизированное рабочее место оператора, учитывают данные о параметрах внешней среды, команды управления передают в определенное время с использованием радиосвязи.

Его основными недостатками являются низкая помехозащищенность от радиопомех, связанная с наличием радиопередатчиков как на пункте управления, так и на БЛА, ограниченный учет параметров внешней среды, сложность бортовой аппаратуры, связанной с необходимостью измерения параметров как внешней среды, так и самой аппаратуры, отсутствие учета параметров движения пункта управления, характеристик взаимоположения пунктов управления и назначения.

Задачей настоящего изобретения является устранение перечисленных недостатков и повышение эффективности способа управления движением беспилотного летательного аппарата.

Решение указанной задачи достигается тем, что в способе управления движением беспилотного летательного аппарата, оборудованного бортовой автоматической системой управления, вычислителем, радиоприемником, с помощью которого осуществляется радиосвязь с базовой радиостанцией, установленной на стационарном или подвижном пункте управления, включающем автоматизированное рабочее место оператора, учитывают данные о параметрах внешней среды, команды управления передают в определенное время с использованием узкополосного канала передачи данных, при этом обеспечивают подвижность пусковой установки беспилотного летательного аппарата относительно пункта управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, возможность оптического визирования пункта назначения и управления беспилотным летательным аппаратом в узконаправленном оптическом информационном поле, стабилизации линии визирования и координации относительно нее беспилотного летательного аппарата с автоматическим формированием и передачей системой наведения на беспилотный летательный аппарат команд управления, соответствующих его отклонениям от линии визирования, автоматической выработкой и подачей на органы управления беспилотного летательного аппарата сигнала, соответствующего этой команде, совмещают линию визирования с пунктом назначения, измеряют отклонения условий запуска беспилотного летательного аппарата от нормальных, определяют угловые поправки на отклонение пусковой установки беспилотного летательного аппарата от стабилизированной линии визирования пункта назначения с учетом условий запуска и баллистических характеристик запускаемого аппарата, наличия в поле зрения визирного устройства (прицела) пыледымовых и световых помех и их характеристик, вводят эти поправки в приводы наведения пусковой установки беспилотного летательного аппарата, производят его запуск и захват, в процессе управления постоянно измеряют дальность от пункта управления до пункта назначения, определяют направление и величину линейной поперечной скорости отклонения линии визирования, вызванного маневрированием пункта управления, перемещают линию визирования в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, соответствующей выражению ω=Vлв/Дпн, где ω - угловая скорость перемещения линии визирования, Vлв - линейная поперечная скорость линии визирования, Дпн - дальность пункта назначения от пункта управления, после захвата беспилотного летательного аппарата системой наведения на ряде участков траектории производят его отклонения от линии визирования путем корректировки команд управления вводом дополнительных постоянного сигнала, отклоняющего беспилотный летательный аппарат от линии визирования на постоянную величину, и псевдослучайных сигналов генератора случайных чисел, при этом, ограничивают максимальный уровень скорректированных команд управления беспилотным летательным аппаратом рамками его допустимых поперечных ускорений, величину отклонения от линии визирования ограничивают размерами информационного поля управления в картинной плоскости, перпендикулярной линии визирования, прекращают корректировку команд управления беспилотным летательным аппаратом при его приближении к пункту назначения на удаление, равное Дао-Va (tp+tку), где Да - текущее удаление беспилотного летательного аппарата от пункта назначения, До - дальность от пункта управления до пункта назначения в момент запуска беспилотного летательного аппарата, Va - текущая скорость беспилотного летательного аппарата, tp - время регулирования по отработке беспилотным летательным аппаратом команды управления, tку -дополнительное время, затрачиваемое на конечном участке траектории.

Реализация предложенного способа происходит следующим образом. Вводят поправки, учитывающие данные о параметрах внешней среды, в положение пусковой установки БЛА относительно стабилизированной линии визирования, совмещаемой с пунктом назначения. При запуске БЛА и после его захвата с подвижного пункта управления измеряются линейные скорости линии визирования в поперечной плоскости. Деление величин этих сигналов на величину постоянно измеряемой скорости получают сигналы, соответствующие угловой скорости отклонения линии визирования от пункта управления. Подавая этот сигнал на вход привода стабилизированной линии визирования с противоположным знаком, перемещают линию визирования в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, соответствующей выражению ω=Vлв/Дпн, где ω - угловая скорость перемещения линии визирования, Vлв - линейная поперечная скорость линии визирования, Дпн - дальность пункта назначения от пункта управления.

После запуска и захвата системой наведения БЛА на ряде участков его полета производят его отклонение от линии визирования путем корректировки команд управления. Участки для отклонения ракеты на траектории могут определяться предварительно и затем автоматически по программе вводиться при наведении БЛА на пункт назначения. Участок может быть и единственным: от захвата БЛА до его подлета к пункту назначения. Это зависит от наличия помех в поле зрения и необходимости обеспечения скрытности полета. Опытные операторы могут корректировать команды управления вручную непосредственно в процессе наведения БЛА после его захвата. Отклонение БЛА от линии визирования с одной стороны облегчает наводчику совмещение линии визирования (визирной марки) с пунктом назначения, а с другой - повышает скрытность управления, затрудняет возможность обнаружения местоположения пункта управления. Для этого направление действия постоянного сигнала может быть различным и, как правило, выбирается оператором, исходя из тактико-технических соображений и помеховой обстановки в поле зрения визирного устройства. Действие псевдослучайных сигналов, суммируемых с постоянным сигналом, еще более повышает скрытность перемещения БЛА и затрудняет его поражение как с внешней стороны, так и со стороны пункта назначения.

Для повышения надежности управления ограничивают максимальный уровень скорректированных команд управления БЛА рамками его допустимых поперечных ускорений, величину отклонения от линии визирования ограничивают размерами информационного поля управления в картинной плоскости, перпендикулярной линии визирования, прекращают корректировку команд управления БЛА при его приближении к объекту назначения на удаление, равное Дао-Va(tp+tку), где Да - текущее удаление БЛА от пункта назначения, До - дальность от пункта управления до пункта назначения в момент запуска БЛА, Va - текущая скорость БЛА, tp - время регулирования по отработке БЛА команды управления, tку - дополнительное время, затрачиваемое на конечном участке траектории.

Значение параметров, входящих в выражение для определения удаления БЛА в момент прекращения корректировки команд управления, известны: дальность от пункта управления до пункта назначения в момент запуска БЛА определяется в момент его запуска радиолокатором или дальномером визирного устройства и затем постоянно в течение всего времени управления БЛА, текущая скорость БЛА в зависимости от времени его полета и партии изготовления определяется экспериментально в процессе заводских и полигонных испытаний, время регулирования по отработке БЛА команды управления и дополнительное время также определяются экспериментально на тех же испытаниях и в лабораторных условиях. Их величина определяется динамикой конкретных систем: бортовой автоматической системы, установленной на БЛА, и системы наведения всего БЛА, установленной на пункте управления БЛА, в том числе и в составе автоматизированного рабочего места оператора, массо-габаритными характеристиками БЛА, а также параметрами внешней среды.

Сопоставимый анализ с прототипом показывает предлагаемый способ, благодаря обеспечению подвижности пусковой установки БЛА относительно пункта управления, возможности оптического визирования пункта назначения и управления БЛА в узконаправленном оптическом информационном поле обеспечил возможность ввода поправок в положение пусковой установки относительно стабилизированной линии визирования, что позволило повысить точность ввода БЛА в узконаправленное оптическое информационное поле управления. Независимый ввод поправок в приводы наведения пусковой установки БЛА, помимо учета внешних условий его запуска и баллистических характеристик, позволил учитывать наличие в поле зрения визирного устройства пыледымовых, световых помех и их характеристик, а также, в ряде случаев, корректировать команды управления БЛА после его захвата системой наведения.

Корректирование команд управления в процессе полета БЛА с целью его отклонения от линии визирования в сочетании с действием псевдослучайных сигналов, суммируемых с постоянным сигналом отклонения, повышает скрытность перемещения БЛА и затрудняет его поражение как с внешней стороны, так и со стороны пункта назначения.

Ограничение максимального уровня скорректированных команд управления БЛА рамками его допустимых поперечных ускорений, а величины отклонения от линии визирования - размерами информационного поля управления, позволяет повысить надежность управления.

Таким образом, заявляемый способ позволяет не только, как в прототипе, получить независимое наведение пусковой установки БЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, но и существенно повысить эффективность управления путем независимого ввода дополнительных поправок в каждый из приводов наведения, а также коррекцией команд управления при наведении БЛА на пункт назначения. Способ позволяет повысить точность ввода БЛА в поле управления и точность наведения его на пункт назначения, а также снизить вероятность его поражения.

Способ управления движением беспилотного летательного аппарата, оборудованного бортовой автоматической системой управления, вычислителем, радиоприемником, с помощью которого осуществляется радиосвязь с базовой радиостанцией, установленной на стационарном или подвижном пункте управления, включающем автоматизированное рабочее место оператора, учитывают данные о параметрах внешней среды, команды управления передают в определенное время с использованием узкополосного канала передачи данных, отличающийся тем, что обеспечивают подвижность пусковой установки беспилотного летательного аппарата относительно пункта управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, возможность оптического визирования пункта назначения и управления беспилотным летательным аппаратом в узконаправленном информационном поле, стабилизации линии визирования и координации относительно нее беспилотного летательного аппарата с автоматическим формированием и передачей системой наведения на беспилотный летательный аппарат команд управления, соответствующих его отклонениям от линии визирования, автоматической выработкой и подачей на органы управления беспилотного летательного аппарата сигнала, соответствующего этой команде, совмещают линию визирования с пунктом назначения, измеряют отклонения условий запуска беспилотного летательного аппарата от нормальных, определяют угловые поправки на отклонение пусковой установки беспилотного летательного аппарата от стабилизированной линии визирования пункта назначения с учетом условий запуска и баллистических характеристик запускаемого аппарата, наличия в поле зрения визирного устройства (прицела) пыледымовых и световых помех и их характеристик, вводят эти поправки в приводы наведения пусковой установки беспилотного летательного аппарата, производят его запуск и захват, в процессе управления постоянно измеряют дальность от пункта управления до пункта назначения, определяют направление и величину линейной поперечной скорости отклонения линии визирования, вызванного маневрированием пункта управления, перемещают линию визирования в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, соответствующей выражению ω=Vлв/Дпн, где ω - угловая скорость перемещения линии визирования, Vлв - линейная поперечная скорость линии визирования, Дпн - дальность пункта назначения от пункта управления, после захвата беспилотного летательного аппарата системой наведения на ряде участков траектории производят его отклонения от линии визирования путем корректировки команд управления вводом дополнительных постоянного сигнала, отклоняющего беспилотный летательный аппарат от линии визирования на постоянную величину, и псевдослучайных сигналов генератора случайных чисел, при этом ограничивают максимальный уровень скорректированных команд управления беспилотным летательным аппаратом рамками его допустимых поперечных ускорений, величину отклонения от линии визирования ограничивают размерами информационного поля управления в картинной плоскости, перпендикулярной линии визирования, прекращают корректировку команд управления беспилотным летательным аппаратом при его приближении к пункту назначения на удаление, равное Дао-Va(tp+tку), где Да - текущее удаление беспилотного летательного аппарата от пункта назначения, До - дальность от пункта управления до пункта назначения в момент запуска беспилотного летательного аппарата, Va - текущая скорость беспилотного летательного аппарата, tp - время регулирования по отработке беспилотным летательным аппаратом команд управления, tку - дополнительное время, затрачиваемое на конечном участке траектории.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к способу соединения гофрированного шланга с корпусом. В корпусе выполняют высверленное отверстие с диаметром, меньшим чем наружный диаметр гофрированного шланга, и заправляют или запрессовывают гофрированный шланг в отверстие.

Изобретение относится к технике управления и может применяться для наведения летательных аппаратов (ЛА) на радиоизлучающие воздушные цели с использованием угломерных двухпозиционных радиолокационных систем.

Изобретение относится к средствам управления, а более конкретно - к системам поиска, обнаружения, опознавания и слежения, получившим широкое распространение во многих областях народного хозяйства и в военной технике.

Изобретение относится к мобильному роботизированному устройству и способу его управления. Устройство содержит, по меньшей мере, один смещаемый элемент (8, 9) датчика для обнаружения столкновения между мобильным устройством и неподвижным объектом.

Изобретение относится к судовождению и может быть использовано для автоматизации управления траекторией движения любых типов судов, выполняющих сложное маневрирование, в частности, с большими углами дрейфа.

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки.

Изобретение относится к способам управления самолетами при выполнении боевых задач. Способ сопровождения боевых самолетов включает взлет и полет основного боевого самолета, а также боевых самолетов уменьшенных размеров с компьютерным управлением и со своим боевым комплектом.

Изобретение относится к способу и устройству управления для бортовых систем стабилизации углового положения летательного аппарата. .

Изобретение относится к бортовым цифроаналоговым устройствам для систем автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами (ЛА).

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем стабилизации углового движения летательного аппарата. .

Изобретение относится к способу и системе контроля автоматической посадки/взлета беспилотного летательного аппарата на круглую посадочную сетку платформы, в частности морской платформы.

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 технике управления полетом беспилотного летательного аппарата в условиях появления не предсказуемых факторов возмущения полетом, способных привести к изменению траектории и, как следствие, к промахам в поражении цели.

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа. Устройство для осуществления способа состоит из системы дифференциальной подачи топлива, системы стабилизации-управления по направлению и/или тангажу и блока гироскопических датчиков. Группа изобретений направлена на управление по крену в режиме висения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к системе активной и пассивной стабилизации судна, такого как корабли, суда для работ на мелководье, буровые вышки, баржи, платформы и подъемные краны, работающие на море. Судно (10) снабжено цистернами (11a-d) для обеспечения плавучести и/или балласта. Цистерны (11a-d) имеют отверстия (12a-d) в днище, обращенные в сторону среды, в которой плавает судно (10). Цистерны (11a-d) независимы одна от другой и имеют отверстия (12a-d), через которые может пройти значительный объем текучей среды без кавитации или другого сопротивления. Система содержит средства (13a-d) подачи текучей среды в цистерны (11a-d), управляемые с обеспечением противодействия воздействию внешних сил на перемещения судна (10). Изобретение также содержит способ активной и способ пассивной стабилизации судна с использованием этой системы. Повышается безопасность экипажа и судов, работающих в условиях открытого моря. 3 н. и 21 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области судостроения. Способ заключается в использовании задатчика глубины, первого фильтра оценки сигнала глубины, четвертого фильтра оценки сигнала угла дифферента и сумматора, на вход которого вводят сигналы. С выхода сумматора сигнал заданной скорости перекладки руля вводят на вход рулевого привода. Затем используют дополнительно установленные два резервных датчика глубины, два измерителя угла дифферента, четыре фильтра, блок диагностики и коммутации, на вход которого вводят сигналы. В блоке диагностики и коммутации формируют сигналы модуля разности: | h 1 − h _ 1 _ | , | h 1 − h _ 1 _ | , | h 2 − h _ 2 _ | , | ψ 3 − ψ _ 3 _ | , | ψ 2 − ψ _ 2 _ | , | ψ 3 − ψ _ 3 _ | , которые сравнивают с заданной постоянной C1 и C2, если модули разности удовлетворяют условию: | h i − h _ i _ | < C 1 и | ψ i − ψ _ i _ | < C 2 , то сигналы ∑ h _ i _ вводят в блок формирования среднего значения оценки глубины hср. Сигналы ∑ ψ _ i _ вводят в блок формирования среднего значения оценки угла дифферента ψ _ с р _ . Сигнал среднего значения оценки глубины h _ с р _ из блока среднего значения оценки глубины вводят на вход сумматора. Сигнал среднего значения оценки угла дифферента ψ _ с р _ из блока среднего значения оценки угла дифферента вводят на вход сумматора. Повышается точность и надёжность управления движением корабля. 1 ил.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя замкнутый жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем. Контур содержит такие элементы, как электронасосный агрегат, гидроаккумулятор, коллекторы приборных панелей и панелей радиаторов. Указанные элементы сообщены между собой участками соединительных трубопроводов, проходные входные и выходные сечения которых те же, что и соответствующие им сечения данных элементов. Часть участков соединительных трубопроводов выполнена с одинаковым номинальным эквивалентным внутренним диаметром, меньшим, чем диаметры остальных частей, и с суммарной длиной, удовлетворяющей определенному соотношению. Технический результат изобретения состоит в уменьшении нескомпенсированного кинетического момента от работающей СТР и, следовательно, в снижении массовых затрат рабочего тела системы ориентации и стабилизации КА. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления полетом летательных аппаратов. Устройство (5) содействия пилотированию содержит вычислительный блок (10) и блок (20) визуального отображения. Вычислительный блок (10) исполняет записанные в памяти команды для определения, по меньшей мере, одного запаса тяги (ΔР) воздушного винта между текущей тягой, создаваемой этим воздушным винтом, и пороговой тягой, соответствующей пределу отрицательной мощности (Pmin), и для определения главного минимального общего угла наклона траектории относительно земли, которому может следовать снижающийся летательный аппарат в зависимости от указанного запаса тяги (ΔР). Вычислительный блок выводит на блок (20) визуального отображения главный символ (25) минимального общего угла наклона траектории относительно земли, которому может следовать снижающийся летательный аппарат (1), причем этот главный символ (25) появляется в виде наложения на изображение (21) окружения, находящегося спереди летательного аппарата (1), что обеспечивает безопасное снижение винтокрылого летательного аппарата. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области радиолокационной техники и может быть использовано для создания автоматических систем посадки и взлета беспилотных вертолетов. Технический результат заключается в обеспечении возможности автономной посадки вертолета на горизонтальную, наклонную и неровную поверхность в условиях отсутствия оптической видимости и в сложных метеорологических условиях. Для этого осуществляют круговое сканирование поверхности, излучают и принимают отраженные сигналы в продольной и поперечной плоскостях относительно вертолета последовательно через 90°, измеряют протяженность облучаемых площадок, расположенных по две в продольной и поперечной плоскостях, вычисляют сигналы разностей полученных значений в каждой плоскости, которые выводят на индикатор, формируют сигнал разрешения снижения при равенстве протяженностей площадок в продольной и поперечной плоскостях, в процессе снижения на основе измерения протяженностей облучаемых площадок вычисляют вертикальную скорость вертолета. Предлагаемый радиолокационный способ позволяет осуществить также выдачу сигнала разрешения снижения и измерение вертикальной скорости снижения, а также имеет высокую помехозащищенность. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области транспорта, а именно к способам управления скоростью, положением в пространстве и направлением движения многоопорных колесных транспортных средств, реализующих схему бортового поворота. Технический результат заключается в уменьшении энергозатрат при повороте транспортного средства, обеспечении возможности такого режима вращения колес, при замедлении движения транспортного средства, который препятствует заносу и потере управляемости, увеличении маневренности транспортного средства, в т.ч. при разворотах на месте, обеспечении возможности плоскопараллельного маневра и движения транспортного средства по заданной траектории с использованием хранящейся в памяти бортового компьютера внутренней цифровой карты и внутренних (инерциальных) средств топопривязки. Для этого управлением обеспечивают одновременное изменение угловых скоростей вращения колес, причем каждому колесу придается угловая скорость вращения в соответствии с предлагаемой формулой, в которую входят сигнал управления скоростью и сигнал управления поворотом. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх