Способ и устройство управления полетом группы летательных аппаратов




Владельцы патента RU 2786276:

Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения" (RU)

Группа изобретений относится к способу и устройству управления полетом группы летательных аппаратов. Для управления полетом задают истинную геометрическую высоту, желаемое значение путевого угла и максимально допустимое отклонение от него, задают минимально допустимое расстояние между летательными аппаратами и минимально допустимое расстояние до рельефа местности, задают идентификаторы летательных аппаратов и расстояние, определяющее радиус области с центром в точке нахождения летательного аппарата, измеряют текущее значение путевого угла и скорость его изменения, определяют координаты летательного аппарата и передают их на другие летательные аппараты, принимают координаты от других летательных аппаратов, совместно с их идентификаторами, определяют разность наклонных дальностей от левой и правой сторон крыла и скорость ее изменения, формируют и передают управляющий сигнал на руль направления с учетом траекторий и параметров движения других летательных аппаратов. Устройство содержит три измерителя наклонной дальности, сумматор, дифференциатор, блок задания параметров управления, модуль формирования управляющего сигнала на руль направления, руль направления, устройство приема/передачи информации о ЛА, инерциальную навигационную систему, модуль вычисления секторов разрешенных направлений движения, модуль реализации корреляционно-экстремального метода, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение безопасности полета при минимизации высоты полета. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в системах управления летательных аппаратов (ЛА).

Известен «Способ управления рулём высоты самолёта» (Патент РФ № 2681509 МПК: B64C 13/00, G05D 1/00, опубл. 06.03.2019 бюлл. №7), основанный на измерении угла тангажа, угла крена, вектора перегрузки, вектора угловой скорости, комплекса скоростных параметров, углов отклонения управляющих поверхностей самолета, вычислении корректирующих сигналов приращении нормальной перегрузки, приращении угловой скорости тангажа, определении заданного значения приращения нормальной перегрузки, вычислении величины позиционного сигнала управления на основе измеренных параметров движения, вычислении величины интегрального сигнала управления, формировании управляющего сигнала привода руля высоты с использованием позиционного и интегрального сигналов управления, передаче управляющего сигнала на исполнительные приводы руля высоты и соответствующим отклонении руля высоты, определении управляющего сигнала привода руля высоты в зависимости от позиционного сигнала управляемости, интегрального сигнала управляемости, корректирующего сигнала приращения нормальной перегрузки, а перед формированием управляющего сигнала привода руля высоты вводят ограничение позиционного сигнала управления максимальной и минимальной величиной.

Недостатком данного способа является то, что он не позволяет управлять движением аппарата в горизонтальной плоскости и не учитывает параметры движения других ЛА, из-за чего снижается эффективность минимизации и стабилизации высоты ЛА.

Известен «Способ стабилизации заданной высоты полета» (Патент РФ № 2588174 МПК: G08G 5/00, опубл. 27.06.2016, Бюлл. №18), заключающийся в использовании заданного значения истинной геометрической высоты и расстояния до программно-имитируемой «цели», измеряют истинную геометрическую высоту, находят разность между заданной и измеренной истинными геометрическими высотами, формируют и передают управляющий сигнал на руль высоты, нелинейно зависящий от разности этих значений, скорости ее изменения и расстояния до программно-имитируемой «цели».

Недостаток данного способа заключается в том, что он не учитывает движение других ЛА, за счет чего снижается безопасность движения, и не позволяет достаточно снизить среднюю высоту ЛА.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу является «Способ минимизации средней высоты полета летательного аппарата, движущегося вблизи неровной поверхности, и устройство для его осуществления» (Патент РФ № 2764322 МПК: G08G 5/00, опубл. 17.01.2022, Бюлл. №2), заключающийся в том, что задают истинную геометрическую высоту, желаемое значение путевого угла и максимально допустимое отклонение от него, измеряют текущее значение путевого угла и скорость его изменения, определяют разность наклонных дальностей от левой и правой сторон крыла и скорость ее изменения, формируют и передают управляющий сигнал на руль направления, нелинейно зависящий от разности этих значений, скорости ее изменения, разности заданного и текущего значения путевого угла и скорости ее изменения, максимально допустимого отклонения от путевого угла.

Недостаток известно способа заключается в том, что он не учитывает движение других ЛА, из-за чего недостаточно снижает среднюю высоту полета группы летательных аппаратов, что приводит к снижению безопасности движения.

Известно «Устройство управления боковым движением летательного аппарата» (Патент РФ № 2060209 МПК: B64C 13/00, опубл. 1996.05.20).

Устройство содержит последовательно соединенные датчик угла крена, первый суммирующий усилитель и первый блок ограничения, последовательно соединенные второй суммирующий усилитель, второй блок ограничения и привод элеронов, задатчик программных значений угла крена, выход которого связан со вторым входом первого суммирующего усилителя, а также датчик угловой скорости рыскания и датчик угловой скорости крена, выход которого соединен с первым входом второго суммирующего усилителя, а также дифференцирующий фильтр, вход которого связан с выходом датчика угловой скорости рыскания, а выход со вторым входом второго суммирующего усилителя, при этом выход первого блока ограничения связан с третьим входом второго суммирующего усилителя.

Недостатком данного устройства является то, что оно при вычислении угла поворота руля направления не учитывает местоположения других ЛА, за счет чего снижается безопасность движения.

Известно устройство управления движением экраноплана (Небылов А.В. Измерение параметров полета вблизи морской поверхности, ГААП, СПб., 1994. 307 с. ISBN 5-230-10-349-3), состоящее из трех точечных локационных высотомеров, выходы которых соединены со входами модуля вычисления среднего уровня моря, истинных геометрических и абсолютных высот, доплеровского датчика вертикальной скорости, выход которого соединен со входом модуля вычисления среднего уровня моря, истинных геометрических и абсолютных высот, трех инерциальных датчиков вертикального ускорения, выходы которых соединены со входами модуля вычисления среднего уровня моря, истинных геометрических и абсолютных высот, выход которого соединен со входом сумматора, второй вход которого соединен с выходом блока задания опорной высоты, а второй выход модуля вычисления среднего уровня моря, истинных геометрических и абсолютных высот со входом дифференциатора.

Для работы устройства задается опорная высота. На вход устройства подается сигнал о запуске системы управления, непрерывно измеряются высоты с помощью локационных высотомеров, вертикальная скорость и вертикальные ускорения, оценивается высота полета, находится разность текущей высоты и опорной, вырабатывается сигнал пропорциональный разности текущей и опорной высоты, сигнал подается на руль высоты.

Недостатком известного устройства является отсутствие учета параметров движения других ЛА из-за чего снижается эффективность минимизации высоты ЛА и безопасность движения.

Наиболее близким из числа известных технических решений является «Способ минимизации средней высоты полета летательного аппарата, движущегося вблизи неровной поверхности и устройство для его осуществления» (Патент РФ № 2764322 МПК: G08G 5/00, опубл. 17.01.2022, Бюл. №2), содержащее последовательно соединенные первый измеритель наклонной дальности, сумматор, модуль формирования управляющего сигнала на руль направления и руль направления, второй вход сумматора соединенный со вторым измерителем наклонной дальности, второй выход сумматора соединенный с дифференциатором, выход которого соединен с модулем формирования управляющего сигнала на руль направления, второй вход которого соединен с выходом блока задания параметров управления.

Недостатком данного устройства является то, что оно не учитывает местоположения других ЛА, за счет чего снижается безопасность движения.

Задачей изобретения является создание способа и устройства, позволяющих формировать траекторию ЛА, проходящую преимущественно над ложбинами подстилающей поверхности и прокладываемую на безопасном расстоянии относительно других ЛА.

Техническим результатом является минимизация средней высоты полета группы ЛА и повышения безопасности их движения.

Технический результат (в способе) достигается тем, что задают истинную геометрическую высоту, желаемое значение путевого угла и максимально допустимое отклонение от него, измеряют текущее значение путевого угла и скорость его изменения, определяют разность наклонных дальностей от левой и правой сторон крыла и скорость ее изменения, формируют и передают управляющий сигнал на руль направления, нелинейно зависящий от разности этих значений, скорости ее изменения, разности заданного и текущего значения путевого угла и скорости его изменения, максимально допустимого отклонения от путевого угла, причем, перед измерением текущего значения путевого угла и скорости его изменения задают минимально допустимое расстояние между летательными аппаратами и минимально допустимое расстояние до рельефа местности, задают идентификаторы летательных аппаратов и расстояние, определяющее радиус области с центром в точке нахождения летательного аппарата, при нахождении в которой траектории и параметры движения других летательных аппаратов учитываются при формировании управляющего сигнала на руль направления, перед определением разности наклонных дальностей от левой и правой сторон крыла определяют координаты летательного аппарата и передают их на другие летательные аппараты, принимают координаты от других летательных аппаратов, совместно с их идентификаторами, при формировании управляющего сигнала на руль направления учитывают траектории и параметры движения других летательных аппаратов, находящихся ближе заданного расстояния, определяющего радиус круглой области вокруг летательного аппарата.

Технический результат достигается за счет введения новых существенных отличий (в способе), заключающихся в задании минимально допустимого расстояния между летательными аппаратами и минимально допустимого расстояние до рельефа местности, задании идентификаторов летательных аппаратов и расстояния, определяющего радиус круга вокруг летательного аппарата при нахождении в котором траектории и параметры движения других летательных аппаратов учитываются при формировании управляющего сигнала на руль направления, определении координат летательного аппарата и передаче их на другие летательные аппараты, приеме координаты от других летательных аппаратов, совместно с их идентификаторами, учете траектории и параметров движения других летательных аппаратов, находящихся ближе заданного расстояния, при формировании управляющего сигнала на руль направления, за счет чего траектории группы летательных аппаратов прокладываются преимущественно над наиболее низкими участками рельефа местности, что позволяет снизить средние геометрические высоты группы летательных аппаратов.

Технический результат (в устройстве) достигается тем, что устройство, включает в себя последовательно соединенные первый измеритель наклонной дальности, сумматор, модуль формирования управляющего сигнала на руль направления и руль направления, второй вход сумматора соединен со вторым измерителем наклонной дальности, второй выход сумматора соединен с дифференциатором, выход которого соединен с третьим входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления , второй вход которого соединен с выходом блока задания параметров управления, а также дополнительно содержит последовательно соединенные инерциальную навигационную систему, устройство приема/передачи информации о ЛА, модуль вычисления секторов разрешенных направлений движения , выход которого соединен с четвертым входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления, а первый вход - с выходом третьего измерителя наклонной дальности, вход модуля реализации корреляционно-экстремального метода соединен со вторым выходом инерциальной навигационной системы, а выход - с пятым входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления.

Технический результат (в устройстве) достигается за счет введения в контур управления новых существенных отличий, заключающихся в последовательном соединении инерциальной навигационной системы, устройства приема/передачи информации о ЛА, модуля вычисления секторов разрешенных направлений движения, выход которого соединен с четвертым входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления, а первый вход с выходом третьего измерителя наклонной дальности, вход модуля реализации корреляционно-экстремального метода соединен с выходом инерциальной навигационной системы, а выход с пятым входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления.

Предлагаемый способ осуществляется следующим образом.

В установленное на приборной доске летательного аппарата устройство задают желаемые значения истинной геометрической высоты hзад, путевого угла γж и максимально допустимого отклонения от него γmax, минимально допустимое расстояние между летательными аппаратами rЛА и минимально допустимое расстояние до рельефа местности rрел, задают уникальные идентификаторы летательных аппаратов id и расстояние rк, определяющее радиус круга вокруг летательного аппарата при нахождении в котором траектории и параметры движения других летательных аппаратов учитываются при формировании управляющего сигнала на руль направления.

Определяют параметры движения летательного аппарата, например, координаты, путевую скорость, путевой угол, прогнозируют местоположение ЛА через заданный промежуток времени, передают параметры движения и прогнозируемое местоположение на другие летательные аппараты.

Принимают параметры движения и прогнозируемое местоположение от других летательных аппаратов, совместно с их уникальными идентификаторами.

На протяжении всего полета измеряют наклонные дальности левой lл стороны крыла и правой lп, находят разность между ними и производную.

По разности высот и производной рассчитывают управляющий сигнал Δψ на руль направления, например, по формуле

,

где K1 и K2 – коэффициенты, значения которых выбираются в зависимости от аэродинамических характеристик летательного аппарата.

Ограничивают управляющий сигнал Δψ таким образом, чтобы выполнялось условие

где γ – желаемый путевой угол.

Введение данного условия необходимо для того, чтобы ограничить отклонение координат летательного аппарата от кратчайшей траектории.

Корректируют управляющий сигнал на руль направления, путем выполнения следующих шагов:

Определяют БПЛА, находящиеся в пределах заданного радиуса, относительно рассматриваемого БПЛА;

Проверяют, сближается ли сформированная траектория с прогнозируемыми местоположениями других БПЛА через заданный промежуток времени. Если сближается, то

Формируются сектора запрещенных направлений движения

Если сектора запрещенных направлений движения пересекают сектора разрешенных направлений движения, то сектора разрешенных направлений движения сужаются так, чтобы исключить их пересечение;

Траектория отклоняется в наиболее выгодном направлении в пределах сектора разрешенных направлений движения. Если отклонение невозможно из-за риска столкновения, то выбирается направление движения максимально близкое к рекомендованному.

Принцип формирования секторов разрешенных направлений движения приведен на фиг. 1.

Ширину сектора разрешенных направлений движения можно уменьшать по мере приближения к конечной точке следования, что обеспечивает прилет в заданную точку.

Формируют и передают управляющий сигнал на руль направления, изменяя путевой угол летательного аппарата.

После подачи сигнала на руль направления летательный аппарат приближается к ложбине рельефа местности и направлению минимального градиента подстилающей поверхности, а его истинная геометрическая высота увеличивается. Движение в направлении минимального градиента подстилающей поверхности увеличивает точность стабилизации средней высоты полета летательного аппарата.

Изменяют истинную геометрическую высоту летательного аппарата hЛА до заданного значения.

Предлагаемый способ наиболее актуален для применения высокоманевренных летательных аппаратах, например, квадрокоптерах.

Предлагаемый способ наиболее актуален для применения на высокоманевренных летательных аппаратах, осуществляющих движение в режиме минимизации высоты, например, квадрокоптерах движущихся в горном районе.

На фиг. 2 представлено устройство для реализации способа минимизации высоты группы летательных аппаратов и введены следующие обозначения:

1 – первый измеритель наклонной дальности;

2 – второй измеритель наклонной дальности;

3 – сумматор;

4 – дифференциатор;

5 – блок задания параметров управления;

6 – модуль формирования управляющего сигнала на руль направления;

7 – руль направления;

8 – третий измеритель наклонной дальности;

9 – устройство приема/передачи информации о ЛА;

10 – инерциальная навигационная система;

11 – модуль вычисления секторов разрешенных направлений движения;

12 – модуль реализации корреляционно-экстремального метода.

Устройство содержит последовательно соединенные первый измеритель наклонной дальности 1, сумматор 2, модуль формирования управляющего сигнала на руль направления 3 и руль направления 4, второй вход сумматора 2 соединен со вторым измерителем наклонной дальности 5, второй выход сумматора 2 соединен с дифференциатором 6, выход которого соединен с третьим входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления 3, второй вход которого соединен с выходом блока задания параметров управления 7, а также последовательно соединенные инерциальную навигационную систему 8, устройство приема/передачи информации о ЛА 9, модуль вычисления секторов разрешенных направлений движения 10, выход которого соединен с четвертым входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления 3, а первый вход - с выходом третьего измерителя наклонной дальности 11, вход модуля реализации корреляционно-экстремального метода 12 соединен со вторым выходом инерциальной навигационной системы 8, а выход - с пятым входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления 3.

В качестве измерителей наклонных дальностей 1, 2, 8 можно использовать, например, импульсные радиовысотометры.

В качестве сумматора 3 могут быть использованы, например, аналоговые сумматоры на операционном усилителе [1].

В качестве дифференциатора 4 могут быть использованы, например, конденсатор, включенный на вход операционного усилителя, в цепь обратной связи которого включен резистор.

В качестве блока задания параметров управления 5 можно использовать, например, накопитель на жёстких магнитных дисках [2].

В модуле формирования управляющего сигнала на руль направления 6 нелинейную зависимость управляющего сигнала от разности высот можно реализовать, например, включив в схему пороговое устройство. Пороговое устройство может быть, например, релейным или триггером Шмитта [3].

Руль направления 7 представляет собой, например, подвижную вертикальную плоскость, крепящуюся к килю. Вычислять управляющий сигнал, подаваемый на руль направления 7 можно полностью или частично заменив аналоговую интегральную схему на цифровую.

Устройство работает следующим образом:

Управление движением летательного аппарата можно разделить на два канала: канал управления боковым движением ЛА и канал управления движением группы ЛА.

Предварительно оператор запускает устройство нажатием на кнопку запуска, после чего каналы управления боковым движением ЛА и движением группы ЛА начинают работать параллельно. Выходные сигналы с первого 1 и второго 2 измерителей наклонных дальностей поступают на вход второго сумматора 3. После поступления сигналов на входы сумматора 3 выходной сигнал поступает на дифференциатор 4 и первый вход модуля формирования управляющего сигнала на руль направления 6, на третий вход которого поступает сигнал с выхода дифференциатора 4, на второй - с блока задачи параметров управления 5; выходной сигнал с модуля формирования управляющего сигнала на руль направления 6 вычисляется, например, по формуле , после чего поступает на вход руля направления 7.

Одновременно инерциальная навигационная система 10 передает параметры движения ЛА на устройство приема/передачи информации о ЛА 9, после чего с устройства приема/передачи информации о ЛА 9 передаются параметры движения других ЛА на модуль вычисления секторов разрешенных направлений движения 11. После чего с третьего измерителя наклонной дальности в модуль вычисления секторов разрешенных направлений движения 11 передается измеренная наклонная дальность, откуда в модуль формирования управляющего сигнала на руль направления 6 передаются данные о секторах разрешенных направлений движения. Одновременно с передачей инерциальной навигационной системой 10 параметров движения ЛА на устройство приема/передачи информации о ЛА 9 от не передаются координаты и истинная геометрическая высота ЛА в модуль реализации корреляционно-экстремального метода 12, откуда в модуль формирования управляющего сигнала на руль направления 6 передаются параметры движения ЛА и данные о наличии информации о физических полях Земли в районе текущего местоположения ЛА.

По сравнению с прототипом заявляемое изобретение позволяет минимизировать высоту высокоманевренных летательных аппаратов, например, квадрокоптеров, до 15%. Движение летательного аппарата преимущественно над ложбинами рельефа местности осуществляется за счет прокладки траектории в направлении минимального градиента подстилающей поверхности. Минимальный градиент подстилающей поверхности находится численно, сравнением измерений высот, полученных разнесенными в пространстве измерителями наклонной дальности и изменении путевого угла летательного аппарата в направлении измерителя, показавшего большую высоту.

Источники информации, принятые во внимание

1. Аналоговые устройства на операционных усилителях: учебное пособие / В. Г. Важенин, Ю. В. Марков, Л. Л. Лесная; под общ. ред. В. Г. Важенина. — Екатеринбург: Изд-во Урал. ун-та, 2014. — 107 c. ISBN 978-5-7996-1314-3

2. 2016 Hard Drive Review: Testing 61,590 Hard Drives / Backblaze, May 17, 2016, Andy Klein

3. Калабеков Б. А. Цифровые устройства и микропроцессорные Системы — М.: Телеком, 2000 г.

1. Способ управления полетом группы летательных аппаратов, заключающийся в том, что задают истинную геометрическую высоту, желаемое значение путевого угла и максимально допустимое отклонение от него, измеряют текущее значение путевого угла и скорость его изменения, определяют разность наклонных дальностей от левой и правой сторон крыла и скорость ее изменения, формируют и передают управляющий сигнал на руль направления, нелинейно зависящий от разности этих значений, скорости ее изменения, разности заданного и текущего значений путевого угла и скорости его изменения, максимально допустимого отклонения от путевого угла, отличающийся тем, что перед измерением текущего значения путевого угла и скорости его изменения задают минимально допустимое расстояние между летательными аппаратами и минимально допустимое расстояние до рельефа местности, задают идентификаторы летательных аппаратов и расстояние, определяющее радиус области с центром в точке нахождения летательного аппарата, при нахождении в которой траектории и параметры движения других летательных аппаратов учитываются при формировании управляющего сигнала на руль направления, перед определением разности наклонных дальностей от левой и правой сторон крыла определяют координаты летательного аппарата и передают их на другие летательные аппараты, принимают координаты от других летательных аппаратов, совместно с их идентификаторами, при формировании управляющего сигнала на руль направления учитывают траектории и параметры движения других летательных аппаратов, находящихся ближе заданного расстояния, определяющего радиус круглой области вокруг летательного аппарата.

2. Устройство управления полетом группы летательных аппаратов для осуществления способа по п. 1, содержащее последовательно соединенные первый измеритель наклонной дальности, сумматор, модуль формирования управляющего сигнала на руль направления и руль направления, второй вход сумматора соединен со вторым измерителем наклонной дальности, второй выход сумматора соединен с дифференциатором, выход которого соединен с третьим входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления, второй вход которого соединен с выходом блока задания параметров управления, отличающееся тем, что устройство дополнительно содержит последовательно соединенные инерциальную навигационную систему, устройство приема/передачи информации о ЛА, модуль вычисления секторов разрешенных направлений движения , выход которого соединен с четвертым входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления, а первый вход - с выходом третьего измерителя наклонной дальности, вход модуля реализации корреляционно-экстремального метода соединен со вторым выходом инерциальной навигационной системы, а выход - с пятым входом модуля формирования управляющего сигнала на руль направления.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к способу и устройству для предотвращения опасного сближения воздушных судов (ВС) с использованием параллельного смещения. Для предотвращения опасного сближения ВС задают пороги минимально допустимых расстояний сближения в горизонтальной и вертикальной плоскостях, определяют координаты, путевые углы и скорости движения ВС, вычисляют линейные зависимости трехмерных координат ВС от времени, определяют границы области опасного сближения траекторий на величины меньше заданных порогов в горизонтальной и вертикальной плоскостях, вычисляют бесконфликтные траектории определенным образом, формируют сигналы, несущие информацию о командах управления движением ВС по вычисленным бесконфликтным траекториям.

Информационно-измерительная и управляющая система посадки группы беспилотных летательных аппаратов (БЛА) на посадочную платформу содержит видео-, радио- и ИК средства связи, средства лазерного УФ-излучения, метеостанцию, роботизированные средства захвата и удержания одиночного БЛА, подсистему контроля воздушного движения в пространственно-временной зоне с сетевой системой информационно-измерительных маяков, контроллер сети подсистемы, контроллер управления доступом к системе посадки и маяков аварийной посадки, подсистему обнаружения, измерения координат и коррекции траектории БЛА, подсистему свето- и радиотехнического обеспечения, центральный контроллер системы посадки, модем и интерфейсы связи, блок записи и хранения данных системы посадки, блок анализа загрузки и выбора структуры пространственно-временной зоны ожидания.

Изобретение относится к области авиационного оборудования и касается сигнализирующих устройств визуальной маркировки для обеспечения безопасности при выполнении взлетно-посадочных операций и рулении. Аэродромный сигнальный маркировочный знак включает сигнальную часть, выполненную из эластичного материала, и опорную часть, выполненную с возможностью закрепления на аэродромной поверхности.

Сигнальный маркер с защитой от возгорания выполнен в виде шарообразного неметаллического элемента и содержит металлические элементы для крепления на линейном объекте, часть которых расположена снаружи маркера и снабжена рассеивающим экраном. Обеспечивается предотвращение возникновения коронного разряда.

Заявленное изобретение относится к способу функционирования комплексов с беспилотными летательными аппаратами (БЛА). Для функционирования комплекса определяют значения координат местоположения района выполнения задачи для БЛА определенным образом с использованием значений технических параметров местоположения района развертывания комплекса, учитывая площадь района развертывания и площадь участка местности, необходимого для размещения наземного автоматизированного пункта управления комплекса, определяют число подрайонов, в которых невозможно обеспечить устойчивое управление БЛА, автоматически с помощью автоматизированного пункта управления группой комплексов с БЛА выбирают подрайон для развертывания из числа оставшихся подрайонов, осуществляют запуск БЛА, управление его полетом, посадку.

Сигнальный маркер с защитой от возгорания выполнен с возможностью крепления на расположенных над поверхностью земли токопроводящих линейных объектах, содержит шарообразный неметаллический элемент и металлические элементы его крепления на линейном объекте, выполненные в виде рассеивающего экрана и расположенные снаружи маркера на противоположных его сторонах.

Изобретение относится к обработке сигналов, в частности к способам проверки бортового оборудования самолетов. Техническим результатом является обеспечение возможности проверки всех каналов бортовой системы предупреждения столкновений (БСПС) без расширения аппаратной части контрольно-проверочного оборудования (КПА).

Изобретение относится к комплексу для постановки воздушного судна на место стоянки в аэропорту и соответствующему способу. Комплекс содержит телеметрическую систему, выполненную с возможностью обнаружения воздушного судна в пределах зоны измерения, причем указанная зона измерения включает в себя участок стоянки и контроллер, выполненный с возможностью определения на основе данных измерения, полученных от телеметрической системы, оценочных положений наружной поверхности на воздушном судне.

Изобретение относится к способу организации воздушного движения группы БЛА в зоне посадки. Для организации воздушного движения измеряют на БЛА расстояния по горизонтали и высоте между соседними БЛА, вычисляют для каждого БЛА искусственное потенциальное поле опасного сближения и значение искусственной силы, создаваемой каждым БЛА в группе, для ухода от столкновений, которые передают наземной станции обслуживания, где вычисляют нормированные значения потенциалов опасного сближения и искусственное потенциальное поле опасного сближения, формируют и передают БЛА с наибольшим значением нормированного значения команду на выход из зоны ожидания в зону посадки.

Группа изобретений относится к системе и способу обнаружения препятствий в летательном аппарате. Система содержит радиолокационную станцию для радиального сканирования воздушного пространства, камеру для получения оптической информации, процессор.

Изобретение относится к области навигации и может найти применение для обеспечения навигационной безопасности плавания и выработки требуемых данных корабельным потребителям. В состав комплекса навигации и управления введены экспертная система, обеспечивающая выработку решений возникающих проблем судовождения, с формированием рекомендаций вахтенному помощнику, и автоматическую активацию в критических ситуациях процедур для обеспечения безопасности, с формированием оценок индекса доверия к принятию решений, которая выполнена на основе морского компьютера и включает массивы информации, систем кодирования, конвертации форматов, сжатия информации, включая средства раскодирования и декомпрессии файлов электронных карт, и включает средства для выбора методов ввода данных в машинную среду, упорядочивания сведений, изменения содержания информационных массивов, составления различных списков и каталогов по учету данных, информационную модель системы управления и сведения, составляющие информационную модель внешней среды, лазерную систему информационно-координатного обеспечения.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2022-05-23 2022-12-19T16:20:39
Наверх