Способ формирования управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета

Авторы патента:

Смирнов Дмитрий Вячеславович (RU)

Алаторцев Алексей Игоревич (RU)

Алаторцев Игорь Иванович (RU)

B64G1/24 - управляющие устройства летательного аппарата, например для управления его положением в пространстве (реактивные двигатели F02K; навигация или навигационные приборы см. соответствующие подклассы, например G01C; автопилоты G05D 1/00)

B64C19/00 - Способы и устройства для управления летательными аппаратами, не отнесенные к другим группам

Владельцы патента RU 2581791:

Межрегиональное общественное учреждение "Институт инженерной физики" (RU)

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при формировании управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата (БПЛА) при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета. Запоминают до момента старта многоступенчатой ракеты-носителя (РН) электронно-цифровое полетное задание, измеряют кинематические параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, запоминают измеренные параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой РН, измеряют и запоминают кинематические параметры движения центра масс космического БПЛА и время момента формирования управляющего сигнала отделения космического БПЛА от последней ступени РН, сравнивают измеренные значения кинематических параметров движения центра масс космического БПЛА с расчетными значениями полетного задания, отрабатывают сигнал возможного рассогласования между измеренными и заданными в полетном задании кинематическими параметрами движения центра массы космического БПЛА в сторону его уменьшения до нулевого значения, формируют управляющий сигнал полетного задания включения корректирующего двигателя космического БПЛА для выполнения уклоняющего маневра. 1 ил.

Изобретение относится к области систем управления и стабилизации траектории полета беспилотных летательных аппаратов и может быть использовано для формирования управляющих команд включения двигательных установок космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного уклоняющего маневра на баллистическом участке траектории полета.

Из уровня техники известен способ управления и стабилизации траектории полета беспилотного летательного аппарата путем уменьшения вероятности его поражения средствами противовоздушной обороны, которое характеризуется тем, что изменяют случайным образом вектор тяги реактивной двигательной установки в интервалы времени полета летательного аппарата на участках траектории, где возможен обстрел средствами ПВО противника [Патент RU 2095737, МПК F42B 10/00, B64C 19/00, 1995]. За счет упреждающего уклоняющего маневра беспилотного летательного аппарата по случайной спиралеобразной траектории затрудняется возможность экстраполяции параметров траектории его движения, что уменьшает вероятность поражения беспилотного летательного аппарата средствами ПВО.

Недостаток известного способа уменьшения вероятности поражения летательного аппарата средствами противовоздушной обороны состоит в том, что при выполнении маскирующих маневренных движений беспилотного летательного аппарата по случайной траектории сохраняются демаскирующие признаки работы реактивной двигательной установки этого беспилотного летательного аппарата и требуется большой расход топлива. Вычислительные возможности современных ЭВМ, входящих в состав средств ПВО, могут обеспечить условия успешного прогнозирования траектории полета беспилотного летательного аппарата и его уничтожить.

Наиболее близким к заявляемому известным техническим решением в качестве прототипа является способ управления летательным аппаратом, который характеризуется тем, что запоминают электронно-цифровое полетное задание, содержащее значения расчетных кинематических параметров движения космического беспилотного летательного аппарата в момент его отделения от последней ступени ракеты-носителя и их частных производных, расчетное время включения корректирующего двигателя, значения допустимых смещений по дальности, боковому отклонению и высоте точки прицеливания космического беспилотного летательного аппарата при его маневре, расчетные характеристики тяги корректирующего двигателя и массы космического беспилотного летательного аппарата до момента старта многоступенчатой ракеты-носителя, измеряют кинематические параметры активного участка траектории полета многоступенчатой ракеты-носителя, подверженной воздействию внутренних и/или внешних возмущений, после ее старта, формируют управляющий сигнал программного разворота по углу тангажа, формируют управляющие сигналы включения и выключения ракетных двигателей для разделения и сброса отработанных ступеней многоступенчатой ракеты-носителя, сравнивают измеренные кинематические параметры активного участка траектории полета многоступенчатой ракеты-носителя с заранее заданными, отрабатывают ракетными двигателями многоступенчатой ракеты-носителя возможное рассогласование между измеренными кинематическими параметрами активного участка траектории полета и заранее заданными кинематическими параметрами в направлении его уменьшения до нулевого значения, запоминают измеренные кинематические параметры в конце активного участка траектории полета каждой ступени многоступенчатой ракеты-носителя, задерживают включение ракетного двигателя очередной ступени многоступенчатой ракеты-носителя на интервал времени, длительность которого задана с учетом ранее запомненных измеренных кинематических параметров в конце активного участка траектории полета предыдущей ступени многоступенчатой ракеты-носителя [Патент RU 105882, МПК B64C 19/00, 2011]. Выполнение перечисленных действия обеспечивает повышение разведывательной защищенности полета космического беспилотного летательного аппарата на активном участке траектории его полета за счет повышения маневренности многоступенчатой ракеты-носителя в интервалах времени разделения ее ступеней, когда отключаются ее реактивные двигатели и пропадают демаскирующие инфракрасные пятна на экранах средств космического наблюдения противоракетной обороны противника.

Недостаток прототипа состоит в том, что полет космического беспилотного летательного аппарата многоступенчатой ракеты-носителя на баллистическом участке траектории его полета после отделения от многоступенчатой ракеты-носителя происходит в условиях возможной экстраполяции траектории его дальнейшего полета средствами противоракетной обороны противника с последующей вероятностью уничтожения космического беспилотного летательного аппарата.

Технической задачей изобретения является повышение разведывательной защищенности полета космического беспилотного летательного аппарата на баллистическом участке траектории его полета после отделения от последней ступени ракеты-носителя.

Технический результат изобретения состоит в том, что повышается маневренность космического беспилотного летательного аппарата на баллистическом участке траектории его полета, которая позволяет увеличить неопределенность его места нахождения и защитить от прицельного удара огневых средств поражения противоракетной обороны противника.

Сущность изобретения заключается в том, что кроме известных и общих существенных отличительных действий, которые характеризуются тем, что запоминают до момента старта многоступенчатой ракеты-носителя электронно-цифровое полетное задание, содержащее значения расчетных кинематических параметров движения космического беспилотного летательного аппарата в момент его отделения от последней ступени ракеты-носителя и их частных производных, расчетное время включения корректирующего двигателя, значения допустимых смещений по дальности, боковому отклонению и высоте точки прицеливания космического беспилотного летательного аппарата при его маневре, расчетные характеристики тяги корректирующего двигателя и массы космического беспилотного летательного аппарата, измеряют кинематические параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой ракеты-носителя, подверженной воздействию внутренних и/или внешних возмущений, и запоминают измеренные параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой ракеты-носителя, предлагаемый способ формирования управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета характеризуется тем, что в момент формирования управляющего сигнала отделения космического беспилотного летательного аппарата от последней ступени ракеты-носителя измеряют и запоминают кинематические параметры движения центра масс космического беспилотного летательного аппарата и время момента формирования управляющего сигнала отделения космического беспилотного летательного аппарата от последней ступени ракеты-носителя, сравнивают измеренные значения кинематических параметров движения центра масс космического беспилотного летательного аппарата с расчетными значениями полетного задания, отрабатывают сигнал возможного рассогласования между измеренными и заданными в полетном задании кинематическими параметрами движения центра массы космического беспилотного летательного аппарата в сторону его уменьшения до нулевого значения и формируют управляющий сигнал полетного задания включения корректирующего двигателя космического беспилотного летательного аппарата для выполнения уклоняющего маневра.

Новизна изобретения состоит в том, что в момент формирования управляющего сигнала отделения космического беспилотного летательного аппарата от последней ступени ракеты-носителя измеряют и запоминают кинематические параметры движения центра масс космического беспилотного летательного аппарата и время момента формирования управляющего сигнала отделения космического беспилотного летательного аппарата от последней ступени ракеты-носителя, сравнивают измеренные значения кинематических параметров движения центра масс космического беспилотного летательного аппарата с расчетными значениями полетного задания, отрабатывают сигнал возможного рассогласования между измеренными и заданными в полетном задании кинематическими параметрами движения центра массы космического беспилотного летательного аппарата в сторону его уменьшения до нулевого значения и формируют управляющий сигнал полетного задания включения корректирующего двигателя космического беспилотного летательного аппарата для выполнения уклоняющего маневра, что обеспечивает повышение маневренности космического беспилотного летательного аппарата на баллистическом участке траектории его полета за счет формирования управляющего сигнала включения корректирующего двигателя космического беспилотного летательного аппарата.

Функциональная схема примера технической реализации предлагаемого способа формирования управляющего сигнала включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета приведена на чертеже, где обозначено: 1 - приборный отсек космического беспилотного летательного аппарата с системой управления (система управления); 2 - бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ); 3 - блок хранения полетного задания; 4 - система угловой стабилизации космического беспилотного летательного аппарата (система угловой стабилизации); 5 - корректирующий двигатель.

Предлагаемый способ формирования управляющего сигнала включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета реализуется следующим образом.

Известные действия заблаговременного, то есть до момента старта многоступенчатой ракеты-носителя, запоминания электронно-цифрового полетного задания реализуются с помощью блока 3 хранения полетного задания, которое содержит:

- значения расчетных кинематических параметров движения космического беспилотного летательного аппарата в момент его отделения от последней ступени ракеты-носителя и их частных производных по координатам X, Y и Z:

по скоростям:

- расчетное время включения корректирующего двигателя по истечении момента времени формирования управляющего сигнала (главной команды) отделения космического беспилотного летательного аппарата от последней ступени ракеты-носителя

С помощью выражения (3) определяют временную поправку включения корректирующего двигателя 5 космического беспилотного летательного аппарата, обеспечивающую компенсацию негативного воздействия внешних и/или внутренних возмущений полета многоступенчатой ракеты-носителя, а именно:

Время включения корректирующего двигателя 5 космического беспилотного летательного аппарата будет равно

где Δq, $Δ {\dot{q}}_{i}$ - отклонения кинематических параметров движения центра масс космического беспилотного летательного аппарата от их расчетных значений в момент времени выдачи управляющего сигнала на отделение космического беспилотного летательного аппарата от последней ступени ракеты-носителя;

Δτ_i - отклонение момента времени включения корректирующего двигателя космического беспилотного летательного аппарата от его расчетного значения t_p;

$\frac{\partial t}{\partial y_{i}}$ , $\frac{\partial t}{\partial q_{i}}$ - частные производные функции времени включения корректирующего двигателя космического беспилотного летательного аппарата по координатам и скоростям движения центра масс соответственно;

$\frac{\partial t}{\partial t_{Г К}}$ - частная производная функции времени включения корректирующего двигателя космического беспилотного летательного аппарата по времени выдачи главной команды.

Определение всех частных баллистических производных в выражении (4) производится методом интегрирования полной нелинейной системы дифференциальных уравнений движения космического беспилотного летательного аппарата при подготовке полетного задания.

Кроме того, в блок 3 хранения полетного задания загружают значения допустимых смещений по дальности ΔL, боковому отклонению ΔZ и высоте ΔH точки прицеливания космического беспилотного летательного аппарата при его маневре, а также расчетные характеристики тяги Р корректирующего двигателя и массы m космического беспилотного летательного аппарата.

Далее, после ввода полетного задания в блок 3 хранения полетного задания и старта баллистической ракеты выполняют известные действия с помощью инерциальных измерительных элементов системы управления 1, связанные с измерением кинематических параметров активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой ракеты-носителя, подверженной воздействию внутренних и/или внешних возмущений, и запоминают измеренные параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой ракеты-носителя в блоках памяти БЦВМ.

Начиная с момента времени формирования управляющего сигнала на отделение космического беспилотного летательного аппарата от последней ступени ракеты-носителя измеряют с помощью вышеуказанных измерительных элементов системы управления 1 космического беспилотного летательного аппарата и запоминают с помощью блоков памяти БЦВМ измеренные кинематические параметры движения центра масс космического беспилотного летательного аппарата. Кроме того, с помощью блоков памяти БЦВМ запоминают время момента формирования управляющего сигнала на отделение космического беспилотного летательного аппарата от последней ступени ракеты-носителя.

Далее сравнивают измеренные измерительными элементами системы управления 1 значения кинематических параметров движения центра масс космического беспилотного летательного аппарата с расчетными значениями, хранящимися в блоке 3 хранения полетного задания. В результате этого сравнения возможно появление сигнала рассогласования между измеренными и заданными в полетном задании кинематическими параметрами движения центра массы космического беспилотного летательного аппарата, который отрабатывают двигательной установкой 5 в сторону его уменьшения до нулевого значения.

При этом формирование управляющего сигнала для отработки сигнала рассогласования осуществляется с учетом допустимых значений скоростей по осям прямоугольной системы координат ΔL, ΔZ и ΔН точки прицельного падения космического беспилотного летательного аппарата

Здесь

$\frac{\partial L}{\partial W_{α}}$ , $\frac{\partial L}{\partial W_{β}}$ , $\frac{\partial H}{\partial W_{γ}}$ - частные баллистические производные изменения скорости;

ΔW_α, ΔW_β, ΔW_γ - допустимые значения кажущихся скоростей по направлениям α, β и γ прямоугольной системы координат, обеспечивающие требуемый уклоняющий маневр.

При выполнении бокового уклоняющего маневра космического беспилотного летательного аппарата необходимая скорость для этого маневра будет равна:

Угол направления продольной оси X космического беспилотного летательного аппарата определяется с помощью выражения

т.е.

При выполнении пространственного уклоняющего маневра космическим беспилотным летательным аппаратом радиус-вектор направления положения точки его падения будет равен

а направление продольной оси космического беспилотного летательного аппарата при этом будет равно

Угловая стабилизация космического беспилотного летательного аппарата реализуется с помощью системы угловой стабилизации 4, исполнительным элементом которой является корректирующий двигатель 5.

Завершающим этапом предлагаемой последовательности действий является формирование с помощью БЦВМ управляющего сигнала согласно полетному заданию, хранящемуся в блоке 3 хранения полетного задания, включения корректирующего двигателя 5 для выполнения уклоняющего маневра космическим беспилотным летательным аппаратом.

Согласно теореме об реактивных импульсах [Технические основы эффективности ракетных систем / Под ред. Е.Б. Волкова. М.: Машиностроение, 1990. - 253 с.] с помощью БЦВМ определяют вектор реактивной тяги из уравнения:

где Р - реактивная тяга корректирующего двигателя 5,

m - масса космического беспилотного летательного аппарата.

С помощью выражения (12) БЦВМ рассчитывает время работы корректирующего двигателя 5, которое обеспечивает получение допустимой заданной скорости для выполнения уклоняющего маневра

Выполнение уклоняющих маневренных действий позволяет затруднить экстраполяцию траектории полета маневрирующего космического беспилотного летательного аппарата средствами ПВО и ПРО противника. С помощью системы 4 угловой стабилизации отрабатываются к моменту включения корректирующего двигателя 5 управляющие сигналы, пропорциональные угловому положению космического беспилотного летательного аппарата, и в момент $t_{в}^{кор}$ (5) включается корректирующий двигатель 5, время работы которого пропорционально Δτ_M (13).

Промышленная осуществимость изобретения обосновывается тем, что в нем использованы известные в аналоге и прототипе узлы и блоки по своему прямому функциональному назначению. В организации-заявителе разработана модель технической реализации заявленного способа формирования управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории его полета в 2015 году.

Положительный эффект от использования изобретения состоит в том, что повышается не менее чем на 20…30% разведывательная защищенность полета космического беспилотного летательного аппарата на баллистическом участке траектории его полета за счет повышения маневренности этого космического беспилотного летательного аппарата после его отделения от последней ступени ракеты-носителя.

Способ формирования управляющих сигналов включения двигательной установки космического беспилотного летательного аппарата при выполнении им пространственного маневра на баллистическом участке траектории полета, характеризующийся тем, что запоминают до момента старта многоступенчатой ракеты-носителя электронно-цифровое полетное задание, содержащее значения расчетных кинематических параметров движения космического беспилотного летательного аппарата в момент его отделения от последней ступени ракеты-носителя и их частных производных, расчетное время включения корректирующего двигателя, значения допустимых смещений по дальности, боковому отклонению и высоте точки прицеливания космического беспилотного летательного аппарата при его маневре, расчетные характеристики тяги корректирующего двигателя и массы космического беспилотного летательного аппарата, измеряют кинематические параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой ракеты-носителя, подверженной воздействию внутренних и/или внешних возмущений, и запоминают измеренные параметры активного участка траектории полета последней ступени многоступенчатой ракеты-носителя, отличающийся тем, что в момент формирования управляющего сигнала отделения космического беспилотного летательного аппарата от последней ступени ракеты-носителя измеряют и запоминают кинематические параметры движения центра масс космического беспилотного летательного аппарата и время момента формирования управляющего сигнала отделения космического беспилотного летательного аппарата от последней ступени ракеты-носителя, сравнивают измеренные значения кинематических параметров движения центра масс космического беспилотного летательного аппарата с расчетными значениями полетного задания, отрабатывают сигнал возможного рассогласования между измеренными и заданными в полетном задании кинематическими параметрами движения центра массы космического беспилотного летательного аппарата в сторону его уменьшения до нулевого значения и формируют управляющий сигнал полетного задания включения корректирующего двигателя космического беспилотного летательного аппарата для выполнения уклоняющего маневра.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА). Способ включает закрутку КА, измерение расстояния от научной аппаратуры КА по изучению конвекции до оси закрутки, измерение и фиксацию температуры в этой аппаратуре, а также угловой скорости КА.

Способ коррекции и устройство орбитального гирокомпаса для управления угловым движением космического аппарата // 2579406

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления космическим аппаратом (КА). Устройство орбитального гирокомпаса (ОГК) для управления угловым движением КА содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), сумматоры, интеграторы, вновь введенные сумматоры и интеграторы, модули коррекции, модули компенсации взаимовлияний каналов, гироскопический блок измерителей угловых скоростей (БИУС).

Способ ориентации космического аппарата с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса и система для его осуществления // 2579387

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Система ориентации КА с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), одиннадцать сумматоров, три модуля усиления (МУ), пять интеграторов, четыре модуля компенсации взаимовлияния каналов (МКВК), косинусный преобразователь (КП), синусный преобразователь (СП), два ключа.

Способ ориентации навигационного спутника // 2569999

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце.

Система стабилизации космического аппарата // 2568527

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для стабилизации космических аппаратов (КА). Система стабилизации КА содержит двигательную установку со сферическими баками окислителя и горючего, ракетный двигатель, каналы управления по тангажу и рысканию с датчиками угла, отклонения линейных ускорений и скорости, отклонения угловых ускорений и скорости, суммирующий усилитель, рулевые машинки, интегрирующие устройства, два логических блока, клапаны, двигатели малой тяги.

Способ управления движением космического объекта после отделения от другого космического объекта // 2568235

Изобретение относится к управлению движением космического объекта (КО), например пилотируемого КО, после его отделения от другого КО, например ракеты-носителя (РН).

Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации // 2567312

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космического аппарата (КА). Устройство для ориентации КА по углу крена содержит одиннадцать сумматоров, пять усилителей, пять интеграторов, три нормально разомкнутых переключателя, шесть нормально замкнутых переключателей, четыре блока памяти, модель основного контура ориентации, двигатель-маховик, КА, два блока чистого запаздывания, астродатчик, основной контур ориентации.

Способ ориентации космических аппаратов и устройство его реализующее // 2565426

Группа изобретений относится к методам и средствам ориентации космических аппаратов (КА). Способ предусматривает увеличение периода расчета и смены управляющих сигналов на исполнительные органы (ИО) КА.

Способ ориентации космического аппарата по углу крена и устройство для его реализации // 2564936

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Устройство ориентации КА по углу крена содержит десять сумматоров, четыре усилителя, четыре интегратора, модель двигателя-маховика, двигатель-маховик, два блока памяти, нормально-разомкнутый переключатель, три нормально-замкнутых переключателя, астродатчик, основной контур ориентации (ОКО), КА, модель ОКО.

Способ развертывания космической тросовой системы при доставке спускаемого аппарата с орбитальной станции на землю // 2564930

Изобретение относится к управлению движением связанных тросом космических объектов. Способ включает расстыковку указанных объектов с сообщением спускаемому аппарату (СА) начальной скорости расхождения против вектора орбитальной скорости.

Способ автоматического управления самолетом на посадке и система для его реализации // 2581215

Группа изобретений относится к способу и системе автоматического управления самолетом. Для автоматического управления самолетом при посадке используют сигналы радиовысоты, вертикальной скорости, формируют управляющий сигнал на руль высоты и на привод регулятора тяги двигателей, добавляют корректирующие сигналы компенсации влияния ветра на руль высоты и на привод регулятора тяги.

Способ траекторного управления беспилотным летательным аппаратом для облета рельефа местности в вертикальной плоскости // 2571845

Изобретение относится к способам управления летательными аппаратами. Для управления пилотируемыми или беспилотными летательными аппаратами (БЛА) при совершении маловысотного полета с облетом групп препятствий в вертикальной плоскости задают движение по траектории полета с заданными углами тангажа, корректируют траекторию при сближении с группой препятствий, каждое из которых аппроксимируется полуэллипсом, вычисляют приращение угла тангажа по определенному правилу, корректируют угол тангажа определенным образом, начиная с момента, когда расстояние от управляемого БЛА до цента аппроксимирующего полуэллипса станет меньше определенной заранее заданной величины.

Способ стабилизации планера самолета в пространстве при прочностных испытаниях и устройство для его осуществления // 2562672

Группа изобретений относится к стендам для прочностных испытаний самолетов. При способе стабилизации планера самолета в пространстве при прочностных испытаниях формируют непрерывные сигналы коррекции по крену и тангажу планера самолета и осуществляют аварийную защиту по максимальной величине углов наклона при помощи системы автоматического управления.

Способ управления обтеканием сверхзвукового летательного аппарата // 2559193

Изобретение относится к маневрирующим в атмосфере сверхзвуковым летательным аппаратам (ЛА). Способ управления обтеканием включает изменение направления воздушного потока со встречного на радиальное истечение относительно ЛА.

Способ управления аэродинамическими характеристиками гиперзвукового летательного аппарата // 2558961

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). Способ управления аэродинамическими характеристиками гиперзвукового летательного аппарата включает установку плоских МГД-генераторов попарно симметрично относительно плоскости симметрии элементов оперения ГЛА, а между ними располагают магнитоэкранирующие пластины, выполненные из ферромагнитного материала с точкой Кюри, превышающей рабочую температуру элементов ГЛА, обеспечивающих устойчивость, управляемость и балансировку.

Способ автоматической посадки беспилотного летательного аппарата для мониторинга протяженных объектов // 2503936

Изобретение относится к области применения беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) и может быть использовано для систематического дистанционного контроля состояния нефте- и газопроводов, хранилищ, высоковольтных ЛЭП и других протяженных объектов.

Способ управления турбовинтовой силовой установкой самолета // 2493051

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления (САУ) турбовинтовыми силовыми установками (СУ) самолетов.

Способ управления самолетом при заходе на посадку // 2478523

Самолет с системой дистанционного управления // 2472672

Изобретение относится к системам дистанционного управления самолетами. .

Летательный аппарат и способ управления летательным аппаратом // 2461493

Изобретение относится к легкомоторной авиации. .

Способ автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного // 2585197

Изобретение относится к способам автоматической посадки летательного аппарата (ЛА). Для автоматической посадки ЛА в сложных метеорологических условиях задают горизонтальную дальность от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, параметры движения ЛА в конечной точке траектории снижения, измеряют скорость и высоту полета, горизонтальную дальность до конечной точки траектории снижения, отклонение от вертикальной плоскости осевой линии взлетно-посадочной полосы, вертикальную составляющую скорости полета, производят определение углов тангажа, крена и вертикальной составляющей скорости ЛА определенным образом, в зависимости от разности расстояний, определяемых по времени распространения сигналов от расположенных определенным образом приемопередатчиков через определенный интервал времени, подают команды на органы управления ЛА в случае отклонения значения, полученного путем сравнения последующих и предыдущих расчетных данных по вертикальной составляющей скорости ЛА. Обеспечивается безопасность посадки ЛА в сложных метеорологических условиях. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.