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

Авторы патента:

Самородов Александр Геннадьевич (RU)

Грибанов Александр Сергеевич (RU)

Володин Евгений Александрович (RU)

Невзоров Юрий Витальевич (RU)

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

Владельцы патента RU 2585197:

Акционерное общество "Московский ордена Трудового Красного Знамени научно-исследовательский радиотехнический институт" (АО "МНИРТИ") (RU)

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.

Изобретение относится к способам автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях и может быть использовано для автоматической посадки как пилотируемого, так и беспилотного летательного аппарата.

Известно, что из всех режимов полета летательных аппаратов наиболее сложным и напряженным является режим захода на посадку и непосредственно процесс посадки. Время захода на посадку и непосредственно посадка летательного аппарата занимает не более 1-2% всего времени полета, однако на этот режим приходится более 50% всех авиационных происшествий. Трудности посадки особенно возрастают при сложных метеорологических условиях - плохой видимости или, в некоторых случаях, при ярком солнечном освещении, когда зрительное ориентирование затруднено или невозможно, и при сильном ветре, поэтому актуальной проблемой в настоящее время является необходимость обеспечения безопасной посадки летательных аппаратов как пилотируемых, так и беспилотных.

Широко известны способы посадки летательных аппаратов с помощью механических систем, но при отсутствии аппаратуры автоматической посадки увеличивается риск падения из-за ошибок оператора. Способ посадки беспилотного летательного аппарата на парашюте ограниченно применим, поскольку парашют в свернутом положении занимает до 40% полезного объема летательного аппарата.

Для решения задач точной посадки летательного аппарата наиболее перспективно применять автоматический способ посадки.

В этом случае бортовая система управления должна решать задачи планирования действий, оценки текущего состояния и управления исполнительными органами. При этом система управления автоматической посадкой летательного аппарата должна обеспечивать устойчивость, малое время отработки больших отклонений, адаптивность к воздействию сложных метеорологических условий и точность выхода в заданную точку приземления.

Так, известен способ посадки летательного аппарата в заданную точку взлетно-посадочной полосы (ВПП), включающий определение его высоты и дальности до расчетной точки касания (РТК), формирование сигнала по этим данным и управление исполнительными органами летательного аппарата по сформированному сигналу (Радиотехнические комплексы навигации, посадки и УВД палубной авиации. - Обзор, 1978, с. 50-54).

Однако этот способ не обеспечивает достаточной точности посадки и не может быть применим при посадке в сложных метеорологических условиях.

Известен также способ автоматической посадки летательного аппарата, включающий измерение скорости его полета, высоты полета, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, определение вертикальной составляющей скорости полета, формирование управляющего сигнала по результатам измерений и подачу его на исполнительные органы, при этом для повышения точности посадки в сложных метеорологических условиях дополнительно формируют сигналы, пропорциональные требуемым вертикальным составляющим скорости и ускорения в момент приземления, суммируют их с основным управляющим сигналом, пропорциональным высоте полета, и полученный сигнал подают на исполнительные органы самолета (а.с. № 289027, B64C 13/50, 1968).

Однако известный способ не обеспечивает требуемой точности посадки в сложных метеорологических условиях за счет того, что управляющий сигнал формируется только на конечном участке траектории в зависимости от текущей высоты и дальности до РТК с учетом параметров движения только в РТК, поэтому данный способ не может использоваться для управления летательным аппаратом на всей глиссаде, начиная с момента начала снижения, а управляющее воздействие как реакция в сложных метеорологических условиях на возмущение вызывает колебательное движение самолета относительно траектории снижения вплоть до потери устойчивости при достаточно больших возмущениях

Известен также способ автоматической посадки летательного аппарата, включающий прием излучения от точечных световых маркеров, установленных на одной линии по оси ВПП на определенных расстояниях друг от друга, измерение углов между направлениями на маркеры, преобразование световых сигналов в электрические, пропорциональные измеренным углам, измерение высоты с помощью высотомера, формирование сигналов управления самолетом в вертикальной и горизонтальной плоскостях, при этом управление в горизонтальной плоскости осуществляют, минимизируя угол между направлениями на ближний и дальний маркеры, а для формирования сигналов управления самолетом в вертикальной плоскости последовательно измеряют углы между направлениями на соседние маркеры и высоту самолета над первым из них по ходу полета (заявка Японии №56-112398, B64D 45/08, 1981).

Однако в сложных метеорологических условиях или при ярком солнечном освещении способ оказывается неработоспособным, так как на этапе выравнивания при приземлении летательного аппарата возможна потеря видимости маркеров, что не позволяет осуществить автоматическое управление посадкой до точки касания ВВП, при этом - в случае выхода из строя одного или нескольких маркеров, нарушается процесс определения положения самолета относительно ВПП, что снижает точность и безопасность посадки, а применение высокоточного высотомера малых высот усложняет систему и существенно увеличивает ее стоимость.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является способ автоматической посадки летательного аппарата, включающий измерение скорости его полета, высоты полета, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, определение вертикальной составляющей скорости полета, формирование управляющего сигнала по результатам измерений и подачу его на исполнительные органы, при этом предварительно задают горизонтальную дальность от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, а также параметры движения летательного аппарата в конечной точке траектории снижения, включающие высоту полета, отклонение от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, горизонтальную, вертикальную и поперечную составляющие скорости полета самолета, вторую производную по времени и производные по времени последующих порядков высоты, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы, максимальные отклонения самолета от заданной траектории, и при отклонении его от заданной траектории, большем максимального отклонения, формируют новую траекторию, относительно которой управляют летательным аппаратом (патент №2025414 от 07.08.1992).

Однако этот способ контролирует управление движением летательного аппарата только по прямолинейной глиссаде и отклонение его от заранее заданной жесткой траектории, что приводит к возникновению колебательного процесса при отработке возмущений и, соответственно, к уменьшению точности посадки, особенно в сложных метеорологических условиях. Кроме того, изменение высоты полета зависит от вертикальной составляющей скорости, а контролировать этот параметр при использовании указанного способа невозможно, вследствие этого обеспечить безопасность, надежность и точность посадки летательного аппарата в автоматическом режиме с применением указанного способа обеспечить невозможно.

В основу настоящего изобретения положена задача обеспечить надежность, безопасность посадки в автоматическом режиме летательного аппарата, в том числе беспилотного, в сложных метеорологических условиях, вплоть до полного отсутствия видимости взлетно-посадочной полосы, а, при ярком солнечном освещении, с возможностью приземления с высокой точностью, что, в свою очередь, позволит повысить вероятность успешной посадки и, соответственно, снизить число повторных заходов на посадку.

Технический результат решается таким образом, что по способу автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного, включающему измерение скорости его полета, высоты полета, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через осевую линию взлетно-посадочной полосы, определение вертикальной составляющей скорости полета, при этом предварительно задают горизонтальную дальность от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, параметры движения летательного аппарата в конечной точке траектории снижения, отличающегося тем, что производят определение углов тангажа, углов крена и вертикальной составляющей скорости летательного аппарата,

при этом значения углов тангажа θ рассчитывают в зависимости от разности расстояний ΔR_y, определяемых по времени распространения сигналов Δt от продольно расположенных на взлетно-посадочной полосе приемопередатчиков, отраженных от фюзеляжа летательного аппарата, по формуле:

θ=arctg(^±(ΔR_y/R_x)),

где ΔR_y=CΔt, где C - скорость распространения радиоволн в свободном пространстве;

R_x - интервал расстояния между приемопередатчиками по оси x;

значения углов крена у рассчитывают в зависимости от разности расстояний $Δ R_{y}^{1}$ , определяемых по времени распространения сигналов Δt¹ от поперечно расположенных на взлетно-осадочной полосе приемопередатчиков, отраженных от крыла самолета, по формуле:

$γ = a r c t g (^{\pm} (Δ R_{y}^{1} / R_{z}))$ ,

где $Δ R_{y}^{1} = C Δ t$ , где C - скорость распространения радиоволн в свободном пространстве;

R_z - интервал расстояния между приемопередатчиками по оси z,

а значения вертикальной составляющей скорости Vr летательного аппарата рассчитывают по формуле:

Vr=VΔR_y/R_x,

при этом полученные расчетные данные вертикальной составляющей скорости обновляются через интервал времени: Δt=R_x/V, далее каждые последующие значения расчетных данных сравнивают с предыдущими и, в случае отклонения значения, подают команды на органы управления летательного аппарата (о его положении) в соответствии с этим отклонением.

Кроме того, по способу автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного, летательный аппарат должен быть оборудован антенной и приемником сигнала наземного центра управления посадкой, а также оснащен оборудованием режима автоматической посадки по командам оператора.

Кроме того, по способу автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного, приемопередающие устройства представляют собой радиорелейные станции РЛС, работающие в 3 мм диапазоне длины волны.

Кроме того, по способу автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного приемопередающие устройства устанавливают на взлетно-посадочной полосе с шагом не более проекции габаритов летательного аппарата на взлетно-посадочную полосу.

Кроме того, по способу автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного, при превышении максимальных отклонений летательного аппарата по высоте от заданной траектории ΔH_ymax и при выполнении условия ΔR_y>ΔH_ymax формируют новую опорную траекторию исходя из значений координат и параметров движения летательного аппарата в точке, в которой выполняется указанное условие.

Способ автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного, поясняется следующими иллюстрациями:

на фиг. 1 представлена схема посадки летательного аппарата;

на фиг. 2 представлена схема определения углов крена, тангажа и вертикальной скорости летательного аппарата.

Схема посадки летательного аппарата показана на фиг. 1, где V - скорость летательного аппарата на высоте принятия решения захода на посадку, H_max и H_min - соответственно максимально и минимально допустимые высоты полета на глиссаде; R_x - расстояние между двумя соседними приемопередатчиками; ΔH - интервал между максимальной и минимальной высотой полета на глиссаде, который в процессе посадки уменьшается и в точке ВПП равен нулю.

Воздушная часть посадки летательного аппарата длится порядка 6-10 секунд и включает:

- парашютирование - часть посадки, которая начинается при уменьшении подъемной силы крыла и характеризуется ростом вертикальной скорости;

- выравнивание - часть посадки, во время которой вертикальная скорость снижения на глиссаде практически уменьшается до нуля; начинается на высоте 8-10 м и завершается переходом к выдерживанию на высоте 0,5-1 м;

- выдерживание - часть посадки, во время которой продолжается дальнейшее плавное снижение аппарата с одновременным уменьшением скорости и увеличением угла атаки до значений, при которых возможно приземление и пробег;

- приземление - контакт летательного аппарата с земной поверхностью.

При этом для каждого класса летательного аппарата значения скорости и высота захода на посадку различны. Так, например, для самолета класса ТУ-154 (массой 90-100 т) начало этапа посадки лежит в пределах 25-30 метров, высота начала выравнивания самолета - в пределах 8-10 метров, скорость самолета при заходе на посадку - в пределах 250-260 км/ч, посадочная скорость - 190-200 км/ч, пробег - 2000 м. Для легкомоторных летательных аппаратов класса TL-2000 Sting (массой 0,6-0,7 т) эти значения будут следующими: 9-10 метров, 3-4 метра, 80-100 км/ч, V₂ - 60-65 км/ч, 300 м (данные из ТТХ летательных аппаратов и справочной литературы).

Летательный аппарат до высоты принятия решения о посадке выполняет маневры по глиссаде. В сложных метеорологических условиях, при невозможности управления посадкой летательного аппарата в ручном режиме и для беспилотных летательных аппаратов, посадка должна происходить в автоматическом режиме и полет осуществляют по командам, поступающим с Земли.

Из научно-технической литературы известно, что заход на посадку летательного аппарата осуществляется по стандартной отработанной глиссаде - прямолинейной траектории движения летательного аппарата с определенным для каждого типа летательного аппарата углом наклона (Лигум Т.И. Аэродинамика самолета Ту-134. М.: 1987, рис. 9.2, стр. 117). Это обеспечивает летательному аппарату плавное, скользящее приземление и существенно уменьшает динамическую нагрузку на шасси в момент касания взлетной полосы.

На аэродромах глиссада задается при помощи двух радиомаяков - глиссадного и курсового, которые посылают в направлении заходящего на посадку летательного аппарата радиолучи, обозначающие границы глиссады в наклонно-горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Летательный аппарат начинает снижаться по глиссаде с высоты 200-400 м (данные для Ту-134), высота глиссады над взлетно-посадочной полосой составляет 15 м. При отклонении траектории снижения самолета от глиссады больше допустимого пилот обязан прекратить снижение и набрать высоту для повторного захода на посадку. При этом вертикальная скорость на последнем этапе посадки не должна превышать значения Vr≤1.5 м/с (Лигум Т.И. Аэродинамика самолета Ту-134. М.: 1987, стр. 122).

Схема посадки летательного аппарата подробно описана Стрелковым В.В. и Уткиным Е.Е. в пособии "Выбор угла наклона посадочной глиссады транспортного самолета" //Ученые записки ЦАГИ. Выпуск №3-4 / том XXXVI/2005.

На фиг. 2 представлена схема расчета значений углов крена и тангажа, а также вертикальной составляющей скорости летательного аппарата.

Тангаж - угловое движение летательного аппарата относительно главной (горизонтальной) поперечной оси инерции. Угол тангажа считается положительным, если самолет набирает высоту (кабрирование), отрицательным - если снижается (пикирование). Угол изменяется посредством рулей высоты или любых иных управляющих поверхностей, заменяющих РВ. Угол тангажа влияет на составляющую подъемной силы, уравновешивающую вес самолета.

Крен летательного аппарата - поворот судна вокруг его продольной оси. Крен осуществляют с помощью элеронов или любых иных частей, выполняющих функции элеронов. В расчетах принято считать положительным крен против часовой стрелки. Ограничения значений углов крена и тангажа рассчитывают для каждого типа летательных аппаратов исходя из их конструкции, прочности, аэродинамики, скорости и в соответствии с нормативными документами ИКАО.

На фиг. 2 угол тангажа летательного аппарата обозначен θ, угол крена летательного аппарата - γ, Vr - вертикальная составляющая скорость летательного аппарата.

Углы тангажа, крена летательного аппарата и вертикальной скорости по заявляемому изобретению рассчитывают по формулам:

θ=arctg(^±(ΔR_y/R_x)),

где ΔR_y=CΔt - разность расстояний, определяемая временем распространения сигналов Δt от продольно расположенных приемопередатчиков на взлетно-посадочной высоте, отраженных от фюзеляжа летательного аппарата, C - скорость распространения радиоволн в свободном пространстве, R_x - интервал расстояния между приемопередатчиками по оси x;

$γ = a r c t g (^{\pm} (Δ R_{y}^{1} / R_{z}))$ ,

где $Δ R_{y}^{1} = C Δ t^{1}$ - разность расстояний, определяемая временем распространения сигналов Δt¹ поперечно расположенных приемопередатчиков на взлетно-посадочной полосе, отраженных от крыла летательного аппарата, C - скорость распространения радиоволн в свободном пространстве, R_z - интервал расстояния между приемопередатчиками по оси z,

а значения вертикальной составляющей скорости летательного аппарата определяют по формуле:

Vr=VΔR_y/R_x,

при этом полученные расчетные данные обновляются через интервал времени: Δt=R_x/V.

Приемопередающие устройства представляют собой радиорелейные станции, работающие в 3 мм диапазоне длины волны. В качестве таких датчиков могут быть использованы, например, мини РЛС 3-мм диапазона длин волн, обеспечивающие всепогодный мониторинг взаимного расположения летательного аппарата относительно земной поверхности. Такие приемопередающие устройства производит, например, ОАО «НПП «Радар ммс» (г. Санкт-Петербург). Из литературных источников известно, что на высоте 30 м ширина их луча составляет менее 1 м (Никольский В.В. Антенны. М.: «Связь». 1966).

Применение РЛС 3 мм диапазона волн, используемого приемопередатчиками ВПП в настоящее время вызывает большой интерес, особенно при сложных метеорологических условиях, в условиях тумана и задымленности, яркого солнечного освещения, так как он реализует существенно большую угловую разрешающую способность при нормальном функционировании.

Информацию о положении летательного аппарата и скорости снижения в заявляемом изобретении определяют шагом расположения приемопередатчиков, что в совокупности с высокой точностью определения высоты (менее 0,2 м) дает возможность безаварийно проводить посадку любого летательного аппарата, в том числе беспилотного.

Практически способ осуществляется следующим образом.

Предположим, что у летательного аппарата возникает крен влево или вправо. Тогда элероны отклоняются в сторону компенсации крена.

При посадке самолета максимально возможные углы крена и тангажа, при которых возможна стабилизация положения самолета, определяют в соответствии с формулами:

γ=arccos (^±(K/R_z)), θ=arccos(^±(L/R_x)),

где K - размах крыла самолета,

L - длина корпуса самолета.

Использование заявляемого изобретения позволяет избежать выхода на большие углы рассогласования текущих и заданных параметров движения, поскольку отработка рассогласований осуществляется с малым шагом.

При реализации заявляемого способа изменение параметров движения летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, а также вследствие резкого изменения погодных условий (шквал, сдвиг ветра) приводит к формированию команд управления, не выводящих летательный аппарат на прежнюю траекторию, а обеспечивающих его движение по новой траектории того же функционального вида, при этом конкретный вид этой траектории определяется параметрами движения самолета в данной точке и в точке касания. В результате этого исключаются или значительно уменьшаются колебательные движения самолета относительно траектории снижения, уменьшается время отработки возмущения и, следовательно, увеличиваются вероятность безопасной посадки и точность посадки.

При этом известно, что автоматическое управление посадкой обладает большим быстродействием, так как исключается человеческий фактор, что повышает безопасность посадки при неблагоприятных погодных условиях.

1. Способ автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного, включающий измерение скорости его полета, высоты полета, горизонтальной дальности до конечной точки траектории снижения и отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через осевую линию взлетно-посадочной полосы, определение вертикальной составляющей скорости полета, при этом предварительно задают горизонтальную дальность от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, параметры движения летательного аппарата в конечной точке траектории снижения, отличающийся тем, что производят определение углов тангажа, углов крена и вертикальной составляющей скорости летательного аппарата, при этом значения углов тангажа θ рассчитывают в зависимости от разности расстояний ΔR_y, определяемых по времени распространения сигналов Δt от продольно расположенных на взлетно-посадочной полосе приемопередатчиков, отраженных от фюзеляжа летательного аппарата, по формуле:
θ=arctg(^±(ΔR_y/R_x)),
где ΔR_y=CΔt, где С - скорость распространения радиоволн в свободном пространстве;
R_x - расстояние между приемопередатчиками по оси х;
значения углов крена γ рассчитывают в зависимости от разности расстояний определяемых по времени распространения сигналов от поперечно расположенных на взлетно-осадочной полосе приемопередатчиков, отраженных от крыла самолета, по формуле:

где , где С - скорость распространения радиоволн в свободном пространстве;
R_z - расстояние между приемопередатчиками по оси z,
а значения вертикальной составляющей скорости Vr летательного аппарата рассчитывают по формуле:
Vr=VΔR_y/R_x,
при этом полученные расчетные данные по вертикальной составляющей скорости летательного аппарата обновляются через интервал времени Δt=R_x/V, далее каждые последующие значения расчетных данных сравнивают с предыдущими и, в случае отклонения значения, подают команды на органы управления летательного аппарата о его положении в соответствии с этим отклонением.

2. Способ автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного по п. 1, отличающийся тем, что летательный аппарат оборудован антенной и приемником сигнала наземного центра управления посадкой, а также оснащен оборудованием режима автоматической посадки по командам оператора.

3. Способ автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного по п. 1, отличающийся тем, что приемопередающие устройства представляют собой радиорелейные станции, работающие в 3 мм диапазоне длины волны.

4. Способ автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного по п. 1, отличающийся тем, что приемопередающие устройства устанавливают на взлетно-посадочной полосе с шагом не более проекции габаритов летательного аппарата на посадочную полосу.

5. Способ автоматической посадки летательного аппарата в сложных метеорологических условиях, в том числе беспилотного по п. 1, отличающийся тем, что при превышении максимальных отклонений летательного аппарата по высоте от заданной траектории ΔH_ymax и при выполнении условия ΔR_y>ΔH_ymax формируют новую опорную траекторию, исходя из значений координат и параметров движения летательного аппарата в точке, в которой выполняется указанное условие.

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.

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. .

Способ управления полетом ракеты // 2595282

Изобретение относится к военной технике, преимущественно к тактическим и оперативно-тактическим комплексам управляемого ракетного оружия (УРО) с баллистическими (аэробаллистическими) и высотными крылатыми ракетами. В состав оптико-электронной корреляционно-экстремальной СН ракеты дополнительно вводят лазерный высотомер (ЛВ). Функционирование СН начинают на удалении от цели и при высоте полета ракеты 1…20 км, при этом, в случае приема ЛВ отраженных подстилающей поверхностью сигналов выше порогового уровня, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию пикирующей траектории ракеты вплоть до окончания полета. В случае приема ЛВ отраженных сигналов ниже порогового уровня, осуществляют программный маневр ракеты в плоскости стрельбы с выходом на участок пологого планирования на высоте 100…500 м за 0,5…15,0 км от цели, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию планирующей траектории ракеты, с пикирующим конечным участком за 0,1…2,0 км от цели, вплоть до окончания полета. Изобретение позволяет расширить погодный диапазон применения ракет. 2 ил.

Способ адаптивного управления самолетом по крену // 2600025

Изобретение относится к способу адаптивного управления самолетом по крену. Для адаптивного управления самолетом по крену оценивают текущие аэродинамические параметры поперечного движения самолета, формируют сигналы управления, отслеживают изменения количества и расположения внешних подвесок, сравнивают их с исходным расположением, вычисляют осевые и центробежные моменты инерции самолета, корректируют команды управления самолетом. Обеспечивается устойчивость и управляемость поперечного движения самолета. 1 ил.

Интерпретатор полета для демонстрации беспилотных авиационных систем с внешней подвеской // 2605801

Группа изобретений относится к способу и системе проведения испытаний беспилотной авиационной системы (БАС), а также испытательной системе для БАС с внешней подвеской. Система для проведения испытаний БАС содержит систему управления полетом БАС, опционально пилотируемый летательный аппарат (OPV) с собственной системой управления, интерпретатор управления полетом. Для проведения испытаний БАС прикрепляют фюзеляж БАС к OPV, соединяют систему управления полетом БАС с интерпретатором управления полетом, соединяют последний с системой управления полетом OPV, инициируют профиль полета БАС, подают управляющие параметры от системы управления полетом БАС в интерпретатор управления полетом для их интерпретации, определяют завершенность профиля, в противном случае подают команды текущего состояния от интерпретатора полета в систему управления OPV, определяют наличие вмешательства пилота, управляют OPV на основании команд текущего состояния. Испытательная система для БАС с внешней подвеской содержит систему управления полетом БАС, OPV с собственной системой управления, наземную систему слежения за OPV. OPV несет фюзеляж БАС и интерпретатор управления полетом. Обеспечивается проведение испытаний БАС в соответствии с определенным профилем полета. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Способ управления обтеканием сверхзвукового летательного аппарата // 2621195

Изобретение относится к маневрирующим в атмосфере сверхзвуковым летательным аппаратам (ЛА). Управление обтеканием основывается на изменении направления набегающего воздушного потока со встречного на радиальное истечение относительно ЛА с использованием нагреваемой по команде газопроницаемой пористой вставки на переднем конце ЛА. Нагрев газопроницаемой пористой вставки осуществляется с помощью электрического индукционного нагрева. Изобретение направлено на упрощение системы воздействия на поток и повышение быстродействия управления обтеканием. 1 ил.

Система управления общесамолетным оборудованием с распределенным вычислительным ресурсом // 2631092

Система управления общесамолётным оборудованием с распределенным вычислительным ресурсом содержит два блока управления процессом (БУП), k-блоков защиты и коммутации (БЗК), n-блоков преобразования сигналов (БПС), два блока вычислителя-концентратора (БВК), пульт пилотов, специализированное средство управления, соединенные определенным образом при помощи основного и резервного мультиплексного каналов с общесамолетным оборудованием, бортовым радиоэлектронным оборудованием, пультом пилотов, специализированным средством управления. БУП содержит модуль приема сигналов, модуль силовых команд, модуль процессора. БЗК состоит из основного и резервного каналов, каждый из которых содержит модуль процессора, m-модулей передачи силовых команд, БВК состоит из основного и контрольного канала, каждый из которых содержит модуль приема разовых команд, модуль передатчик разовых команд, модуль вычислительный интегрированный. Каждый из БУП и основных каналы БЗК, БПС, БВК дополнительно содержат модуль распределения вычислительных ресурсов. Модуль распределения вычислительных ресурсов содержит энергонезависимую память, устройство сравнения, устройство приема команд от пульта пилотов. Обеспечивается повышение безопасности пилотирования за счет автоматизации управления и контроля общесамолётного оборудования. 2 ил.

Способ пилотирования беспилотного летательного аппарата // 2634470

Группа изобретений относится к способу пилотирования беспилотного летательного аппарата (БЛА), системе аварийного реагирования и БЛА. Для пилотирования БЛА определяют множество аварийных ситуаций и определяют уровень приоритета и задачу для соответствующей ситуации, измеряют эксплуатационные параметры для выявления аварийной ситуации, указывают БЛА траекторию движения, созданную в соответствии с задачей, связанной с уровнем приоритета. Система аварийного реагирования содержит входное устройство приема эксплуатационных параметров, процессор, выходное устройство. Беспилотный летательный аппарат содержит вышеуказанную систему аварийного реагирования. Обеспечивается изменение плана полета БЛА при возникновении аварийных ситуаций. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ повышения активной и пассивной безопасности летательных аппаратов гражданского назначения // 2640496

Изобретение относится к способу повышения активной и пассивной безопасности летательных аппаратов гражданского назначения. Фюзеляж транспортного средства изготавливают без окон, осуществляют управление транспортным средством по звуку от акустических излучателей и визуально по мониторам, расположенным внутри транспортного средства, согласно полученным данным от установленных снаружи видеокамер и внешних микрофонов. Управление системой осуществляется с помощью пульта. Обеспечивается повышение пассивной и активной безопасности летательных аппаратов. 18 з.п. ф-лы.

Система управления в продольном канале пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов в режиме увода с опасной высоты при работе по наземным объектам // 2644048

Система управления в продольном канале пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов содержит радиовысотомер малых высот, систему воздушных сигналов, бесплатформенную инерциальную навигационную систему в составе датчика нормальной перегрузки, датчика угловой скорости тангажа и датчика положения ручки летчика, цифровую систему траекторного управления и модальную систему дистанционного управления, электрогидравлический привод. Модальная система дистанционного управления содержит блок формирования приведенного коэффициента подъемной силы, вычислитель желаемой передаточной функции по критерию Шомбера-Гертсена, вычислитель формирования астатической невязки. Система траекторного управления содержит вычислитель управления высотой и вычислитель алгоритма для формирования сигнала опасной высоты. Обеспечивается устойчивость движения и безопасность полета при выполнении пикирующего маневра в режиме увода с опасной высоты. 7 ил.

Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове // 2648528

Изобретение относится к управлению авиационным двигателем. Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове заключается в уменьшении частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления. При этом частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения. Роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, после чего частоту вращения роторов уменьшают до останова. Изобретение обеспечивает стабильную подачу масла к опорам двигателя на останове до полной остановки всех роторов двигателя, а также позволяет снизить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1 ил.