×
09.06.2019
219.017.766f

АДАПТИВНАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЫСОТОЙ ПОЛЕТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами, которые реализуют в процессе полета развороты со значительными углами атаки. Система управления содержит летательный аппарат как объект управления, рулевой привод, измеритель углового положения по тангажу, измеритель угловой скорости по тангажу, суммирующий усилитель, датчик скоростного напора, датчик высоты и скорости изменения высоты, датчик скорости полета, задатчик сигнала высоты, блок рассогласования, первый блок ограничения сигнала, функциональный преобразователь, второй блок ограничения сигнала, функциональное устройство ограничения сигнала, первый задатчик опорного сигнала, первый блок деления и первый блок умножения, при этом функциональный преобразователь содержит по два задатчика опорного сигнала, блока деления, блока умножения и сумматора. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей и ограничение угла атаки летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами, которые реализуют в процессе полета развороты со значительными углами атаки.

Известны системы управления летательными аппаратами, содержащие в канале тангажа задатчик сигнала управления, датчик угла тангажа, датчик угловой скорости по тангажу и суммирующий усилитель, формирующие по задающим воздействиям и сигналам датчиков состояния управляющие воздействия на рулевые приводы летательного аппарата [1].

Недостатком такой реализации является ограниченность возможностей управления, требующих средств ограничения угла атаки летательного аппарата.

К известным решениям можно отнести введение дополнительных фильтров в канал управления для ограничения угла атаки [2]. Однако, эти фильтры решают частные задачи, как и описано в [2], например, в условиях ветровых порывов; в то же время фильтры в прямой цепи ослабляют прохождение сигналов управления.

К известным решениям по формированию системы управления высотой полета можно отнести систему управления по [3]. Эта система содержит и контур управления по тангажу, включающий в себя блоки по аналогу [1], описанные выше, и контур управления высотой полета, содержащий датчик высоты полета и скорости ее изменения (например, радиовысотомер), задатчик сигнала высоты, блок рассогласования по высоте и суммирующий усилитель для формирования закона управления высотой полета.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является система управления каналом тангажа летательного аппарата, содержащая измеритель углового положения по тангажу и рулевой привод [4].

Недостатками известной системы являются ограниченные функциональные возможности в условиях нестационарности параметров и отсутствие средств ограничения угла атаки летательного аппарата.

Решаемой в предложенной системе управления технической задачей является расширение функциональных возможностей и ограничение угла атаки.

Указанный технический результат достигается тем, что в известную систему управления высотой полета летательного аппарата, содержащую летательный аппарат как объект управления, рулевой привод, измеритель углового положения по тангажу, измеритель угловой скорости по тангажу и суммирующий усилитель, дополнительно введены датчик скоростного напора, датчик высоты и скорости изменения высоты, датчик скорости полета, задатчик сигнала высоты, блок рассогласования, первый блок ограничения сигнала, функциональный преобразователь, второй блок ограничения сигнала, функциональное устройство ограничения сигнала, первый задатчик опорного сигнала, первый блок деления и первый блок умножения, выход задатчика сигнала высоты через блок рассогласования соединен со входом суммирующего усилителя, первый и второй выходы датчика высоты и скорости изменения высоты соединены соответственно со вторым входом блока рассогласования и через первый блок умножения - со вторым входом суммирующего усилителя, выход первого блока ограничения сигнала подключен через последовательно соединенные функциональный преобразователь и второй блок ограничения сигнала ко входу рулевого привода, а вход первого блока ограничения сигнала соединен с выходом суммирующего усилителя, датчик скоростного напора соединен со вторым входом функционального преобразователя непосредственно и через функциональное устройство ограничения сигнала - со вторым входом первого блока ограничения сигнала, измеритель углового положения по тангажу и измеритель угловой скорости по тангажу соединены соответственно с третьим и четвертым входами функционального преобразователя, первый задатчик опорного сигнала и датчик скорости полета соединены с первым и вторым входами первого блока деления соответственно, а выход первого блока деления подключен ко второму входу первого блока умножения. Кроме того, функциональный преобразователь содержит последовательно соединенные второй задатчик опорного сигнала и второй блок деления, последовательно соединенные первый сумматор, второй блок умножения и второй сумматор, выход которого является выходом функционального преобразователя, последовательно соединенные третий задатчик опорного сигнала, третий блок деления и третий блок умножения, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора, выход второго блока деления соединен со вторым входом второго блока умножения, при этом первый вход первого сумматора, второй вход второго блока деления, второй вход первого сумматора и второй вход третьего блока умножения являются первым, вторым, третьим и четвертым входами функционального преобразователя соответственно.

На фиг.1 представлена структурная схема системы управления, на фиг.2 представлена блок-схема функционального преобразователя, на фиг.3 представлена статическая характеристика функционального устройства ограничителя сигнала.

Адаптивная система управления высотой полета летательного аппарата (фиг.1) содержит последовательно соединенные задатчик сигнала высоты 1 (ЗСВ), блок рассогласования 2 (БР), суммирующий усилитель 3 (СУ), первый блок ограничения сигнала 4 (1 БОС), функциональный преобразователь 5 (ФП), второй блок ограничения сигнала 6 (2 БОС), рулевой привод 7 (РП) и летательный аппарат как объект управления 8 (ЛА), датчик скоростного напора 9 (ДСН) соединен со вторым входом функционального преобразователя 5 непосредственно и через функциональное устройство ограничения сигнала 10 (ФУОС) - со вторым входом первого блока ограничения сигнала 4, измеритель углового положения по тангажу 11 (ИУПТ) и измеритель угловой скорости по тангажу 12 (ИУСТ) соединены соответственно с третьим и четвертым входами функционального преобразователя 5, первый и второй выходы датчика высоты и скорости изменения высоты 13 (ДВиСИВ) соединены соответственно со вторым входом блока рассогласования 2 и через первый блок умножения 14 (1 БУ) со вторым входом суммирующего усилителя 3, первый задатчик опорного сигнала 15 (1 ЗОС) и датчик скорости полета 16 (ДСП) соединены с первым и вторым входами первого блока деления 17 (1 БД) соответственно, а выход первого блока деления 17 подключен ко второму входу первого блока умножения 14.

Функциональный преобразователь 5 (фиг.2) содержит последовательно соединенные второй задатчик опорного сигнала 18 (2 ЗОС) и второй блок деления 19 (2 БД), последовательно соединенные первый сумматор 20, второй блок умножения 21 и второй сумматор 22, выход которого является выходом функционального преобразователя, последовательно соединенные третий задатчик опорного сигнала 23, третий блок деления 24 и третий блок умножения 25, выход которого соединен со вторым входом второго сумматора 22, выход второго блока деления 19 соединен со вторым входом второго блока умножения 21, при этом первый вход первого сумматора 20, второй вход второго блока деления 19, второй вход первого сумматора 20 и второй вход третьего блока умножения 25 являются первым, вторым, третьим и четвертым входами функционального преобразователя 5 соответственно.

Система управления работает следующим образом.

Выходной сигнал управления , формируемый системой управления на основе сигналов задатчиков 1 и 15 и датчиков первичной информации 11, 12, 13 летательного аппарата 8, подается на рулевой привод 7, отклонения руля которого воздействуют на летательный аппарат, изменяя его положение в соответствующем направлении. Выходными параметрами летательного аппарата являются: угол тангажа ϑ, угловая скорость , скорость полета V, высота полета Н, скорость изменения высоты полета и скоростной напор q.

Датчики первичной информации измеряют и формируют соответствующие сигналы этих параметров:

- измеритель углового положения по тангажу 11 - сигнал угла тангажа ϑи;

- измеритель угловой скорости по тангажу 12 - сигнал угловой скорости по тангажу ω;

- датчик скорости полета 16 - сигнал скорости полета Vи;

- датчик высоты и скорости изменения высоты 13 - сигналы высоты полета Ни и скорости ее изменения ;

- датчик скоростного напора 9 - сигнал скоростного напора qи.

Измеренные сигналы ϑи, ω, Hи и являются координатными, по ним формируются основные контуры управления и стабилизации по высоте и углу тангажа.

Сигналы qи, Vи являются параметрическими и образуют каналы адаптивной перестройки параметров (передаточных чисел и ограничения) основных контуров:

- по контуру тангажа - это передаточные числа в блоке 5 по тангажу Kϑ и угловой скорости ;

- по контуру высоты - это уровень ограничения , определенный блоком 10 по зависимости на фиг.3 для сигнала, сформированного контуром высоты в блоке 4, и перестройки передаточного числа по скорости изменения высоты в функции сигнала скорости полета Vи, сформированной блоками 15, 16 и 17.

Функционирование системы управления происходит следующим образом.

Блок 1 выдает сигнал заданной высоты Нзад.. Блок рассогласования 2 формирует рассогласование ΔН в виде:

где Ни - сигнал, поступающий от датчика высоты и скорости изменения высоты 13.

Рассогласование ΔН поступает на суммирующий усилитель 3, на второй вход которого поступает компонента сигнала . Суммирующий усилитель 3 формирует базовый сигнал управления контура высоты для подачи в контур управления по тангажу ϑу в виде:

где Кн - передаточное число по рассогласованию ΔН;

- компонента сигнала , формируемая блоками 15, 17, 14 и датчиками 13 и 16.

При этом передаточное число формируется блоками 15, 16, 17 и составляет:

где аo - базовый коэффициент, соответствующий, например, полету со средней скоростью Vo, т.е.

a Vи - измеренная скорость полета на выходе датчика 16.

Тогда (3) можно записать в виде:

В (4) и (5) - базовый передаточный коэффициент по , соответствующий скорости Vo.

Величина ао выставляется в первом задатчике опорного сигнала 15.

Соотношение (3) формируется в первом блоке деления 17, т.е. на его выходе имеем сигнал, соответствующий . В первом блоке умножения 14 сигналы и (последний с датчика 13) умножаются и полученный сигнал поступает в суммирующий усилитель 3.

Таким образом, по (3) и (5) видна адаптивная перестройка передаточного числа в функции скорости полета V.

Целесообразность и достаточность предложенной адаптации можно показать на основе следующих соображений.

Контур высоты формируется по сигналам летательного аппарата Ни и . При этом математически в операторной форме можно записать

в то же время

где θ - угол наклона траектории:

где α - угол атаки.

Из (6) и (7) видно, что для контура управления высотой полета с замыканием и соответственно регулированием по координатам Н и скорость полета V является общим параметром, влияющим на процессы регулирования. Абсолютно корректным для инвариантности процессов регулирования к изменению скорости является введение в контур общего коэффициента, обеспечивающего инвариантность сквозных коэффициентов передачи к этому изменению, т.е. введение сомножителя в передаточные коэффициенты КH и , обратно пропорционального скорости полета V. Однако введение этого сомножителя в прямую цепь - по Н, т.е. в коэффициент КH, существенно сказывается на статической точности, особенно в условиях применения реальных рулевых приводов, имеющих зону нечувствительности. Поэтому величина КH выбирается КH=const по двум соображениям:

1) обеспечения точности;

2) обеспечения устойчивости и качества в сочетании с коэффициентом , принятым по (3) и (5).

Сформированный сигнал ϑу ограничивается в блоке 4 до определенной величины , которая позволяет соответственно ограничить угол атаки α в переходном процессе.

В общем случае летательный аппарат имеет тенденцию к большим забросам на малых скоростных напорах, что определяет введение соответствующей нелинейной зависимости блока в функции от скоростного напора. Эта зависимость в общем виде представлена на фиг.3.

С блока 4 выходит сигнал с учетом необходимого ограничения базового сигнала ϑу.

Сигнал является задающим для части системы управления по тангажу и сформированным на основе сигналов ϑи и ωzи, соответствующих ϑ и ωz летательного аппарата 8 и поступающих с датчиков 11 и 12.

Таким образом, сигналы , ϑи и ω поступают в блок 5 для формирования сигнала управления угловой стабилизацией по тангажу. Выходом этого блока является базовый сигнал угловой стабилизации:

Блок-схема функционального преобразователя 5 представлена на фиг.2. На схеме отражено сочетание координатных сигналов ϑи и ω и параметрических Kϑ и в функции скоростного напора q≅qи. Действительно, задатчиками 18 и 23 определено базовое значение передаточных чисел и соответственно. Зависимость требуемого изменения (адаптации) передаточных чисел от qи реализована во втором 19 и третьем 24 блоках деления: на второй блок деления 19 поступает сигнал от блока 18 и qи от блока 9, на его выходе формируется сигнал, соответствующий адаптированному передаточному числу

Соответственно на блок 24 поступают сигналы от блока 23 и qи от блока 9, на выходе его формируется сигнал, соответствующий передаточному числу с учетом адаптации:

В блоке 20 формируется рассогласование Δϑ:

В блоке 21 (второй блок умножения) формируется компонента сигнала рассогласования для сигнала σв, равная КϑΔϑ, здесь сигнал Кϑ поступает с блока 19; в блоке 25 формируется компонента сигнала по угловой скорости ωz, равная и ω, здесь сигнал поступает с блока 24.

В сумматоре 22 формируется сигнал σв:

Базовый сигнал стабилизации σв ограничивается в блоке 6 (фиг.1) до технического уровня, соответствующего задействованию в дальнейшем рулевых приводов для этого канала (тангажа-высоты) и с учетом возможности задействования этих рулевых приводов для смежных каналов (курса, крена).

Построение канала адаптации передаточных чисел Кϑ и в функции скоростного напора достаточно и оправдано, поскольку, во-первых, просто и экономично, а во-вторых, отражает инвариантность к нестационарному изменению аэродинамических характеристик летательного аппарата в функции от скоростного напора как доминирующего фактора.

Таким образом, предложенное построение адаптивной системы управления высотой полета летательного аппарата позволяет расширить функциональные возможности управления летательным аппаратом и ограничить угол атаки.

Все блоки системы управления являются стандартными и могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [5, 6], а также программно-алгоритмически в БЦВМ.

Источники информации

1. Патент РФ №1751716, 30.07.92 г., кл. G 05 B 13/02.

2. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов./ Под ред. Г.С.Бюшгенса. М.: Наука, Физматлит, 1998, с.616-618.

3. В.А.Боднер. Теория автоматического управления полетом. М.: Наука, 1964, с.178.

4. И.А.Михалев и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987, с.30, 194.

5. А.У.Ялышев, О.И.Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1981, с.103.

6. В.Б.Смолов. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981, с.55.

1.Адаптивнаясистемауправлениявысотойполеталетательногоаппарата,содержащаялетательныйаппараткакобъектуправления,рулевойпривод,измерительугловогоположенияпотангажу,измерительугловойскоростипотангажуисуммирующийусилитель,отличающаясятем,чтоонасодержитдатчикскоростногонапора,датчиквысотыискоростиизменениявысоты,датчикскоростиполета,задатчиксигналавысоты,блокрассогласования,первыйблокограничениясигнала,функциональныйпреобразователь,второйблокограничениясигнала,функциональноеустройствоограничениясигнала,первыйзадатчикопорногосигнала,первыйблокделенияипервыйблокумножения,выходзадатчикасигналавысотычерезблокрассогласованиясоединенсовходомсуммирующегоусилителя,первыйивторойвыходыдатчикавысотыискоростиизменениявысотысоединенысоответственносовторымвходомблокарассогласованияичерезпервыйблокумножения-совторымвходомсуммирующегоусилителя,выходпервогоблокаограничениясигналаподключенчерезпоследовательносоединенныефункциональныйпреобразовательивторойблокограничениясигналаковходурулевогопривода,авходпервогоблокаограничениясигналасоединенсвыходомсуммирующегоусилителя,датчикскоростногонапорасоединенсовторымвходомфункциональногопреобразователянепосредственноичерезфункциональноеустройствоограничениясигналасовторымвходомпервогоблокаограничениясигнала,измерительугловогоположенияпотангажуиизмерительугловойскоростипотангажусоединенысоответственностретьимичетвертымвходамифункциональногопреобразователя,первыйзадатчикопорногосигналаидатчикскоростиполетасоединеныспервымивторымвходамипервогоблокаделениясоответственно,авыходпервогоблокаделенияподключенковторомувходупервогоблокаумножения.12.Адаптивнаясистемауправлениявысотойполеталетательногоаппаратапоп.1,отличающаясятем,чтофункциональныйпреобразовательсодержитпоследовательносоединенныевторойзадатчикопорногосигналаивторойблокделения,последовательносоединенныепервыйсумматор,второйблокумноженияивторойсумматор,выходкоторогоявляетсявыходомфункциональногопреобразователя,последовательносоединенныетретийзадатчикопорногосигнала,третийблокделенияитретийблокумножения,выходкоторогосоединенсовторымвходомвторогосумматора,выходвторогоблокаделениясоединенсовторымвходомвторогоблокаумножения,приэтомпервыйвходпервогосумматора,второйвходвторогоблокаделения,второйвходпервогосумматораивторойвходтретьегоблокаумноженияявляютсяпервым,вторым,третьимичетвертымвходамифункциональногопреобразователясоответственно.2
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 27.
27.08.2013
№216.012.650f

Способ контроля гиростабилизированной платформы

Изобретение относится к области навигационного приборостроения и может быть использовано для контроля гиростабилизированных платформ космического назначения. Технический результат - повышение точности и достоверности контроля гиростабилизированной платформы. Для этого осуществляют начальную...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491508
Дата охранного документа: 27.08.2013
01.03.2019
№219.016.c904

Устройство управления фрикционным электроприводом летательного аппарата

Изобретение относится к автоматизированным системам и может быть использовано в бортовых системах управления летательными аппаратами, в которых в качестве рулевых приводов используются фрикционные электроприводы. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002263338
Дата охранного документа: 27.10.2005
01.03.2019
№219.016.c90a

Соединитель печатных плат

Изобретение относится к радиотехнике, в частности, к конструкции радиоэлектронных блоков пакетного типа, работающих в условиях значительных перегрузок при эксплуатации электрического соединения печатных плат. Соединитель печатных плат содержит колодку из электроизоляционного материала с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002260255
Дата охранного документа: 10.09.2005
01.03.2019
№219.016.ca30

Способ формирования сигнала угла атаки летательного аппарата и устройство для его осуществления

Изобретение относится к функциональным устройствам для бортовых систем управления беспилотными летательными аппаратами. Технической задачей изобретения является достижение устойчивости и повышение точности вычислений. Способ формирования сигнала угла атаки летательного аппарата заключается в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002254604
Дата охранного документа: 20.06.2005
01.03.2019
№219.016.ca32

Способ коррекции параметров программы изменения продольного движения при терминальном управлении наведением разгонного блока на заданную орбиту

Изобретение относится к космической технике, а более конкретно к бортовым средствам терминального управления разгонных блоков (РБ) с нерегулируемыми маршевыми ракетными двигателями. Согласно изобретению, прогнозируют параметры движения РБ на момент отсечки маршевого двигателя и определяют по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002254271
Дата охранного документа: 20.06.2005
01.03.2019
№219.016.ca44

Способ формирования сигнала угла атаки летательного аппарата и устройство для его осуществления

Изобретение относится к функциональным устройствам для бортовых систем управления беспилотными летательными аппаратами. Технический результат изобретения заключается в достижении устойчивости, повышении точности процесса итерации и ограничении диапазона расчета углов атаки. Способ формирования...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002257605
Дата охранного документа: 27.07.2005
01.03.2019
№219.016.cb80

Адаптивное устройство формирования сигнала управления продольно-балансировочным движением летательного аппарата

Изобретение относится к области авиакосмического приборостроения и может найти применение при проектировании бортовых систем автоматического управления летательными аппаратами. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата устройство содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002394263
Дата охранного документа: 10.07.2010
01.03.2019
№219.016.ccb1

Бортовая система угловой стабилизации для управления нестационарным летательным аппаратом

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами. Технической результат - обеспечение инвариантности показателей качества процессов стабилизации и повышение точности управления. Для...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002338236
Дата охранного документа: 10.11.2008
01.03.2019
№219.016.ccbc

Способ формирования адаптивного сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в бортовых системах автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами. Технической результат - обеспечение инвариантности показателей качества процессов стабилизации и повышение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002338235
Дата охранного документа: 10.11.2008
01.03.2019
№219.016.cd43

Способ управления положением солнечной батареи космического аппарата

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. Способ заключается в том, что измеряют текущее угловое положение солнечной батареи (СБ) и, в случае рассогласования между ним и заданным направлением, формируют команды на вращение СБ. При отсутствии рассогласования...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002368545
Дата охранного документа: 27.09.2009
Показаны записи 1-10 из 92.
20.01.2013
№216.012.1dbd

Способ формирования цифроаналогового сигнала управления для бортовых систем управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов и устройство для его осуществления

Изобретение относится к бортовым системам управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). Техническим результатом изобретения является повышение динамической точности управления и устранение дефицита управления. Устройство формирования цифроаналогового сигнала управления...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002473107
Дата охранного документа: 20.01.2013
10.05.2013
№216.012.3d43

Система стабилизации углового движения космического аппарата

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бортовых системах управления космическими аппаратами. Система стабилизации углового движения космического аппарата содержит три канала управления, каждый канал управления содержит задатчик сигнала управления, датчик угловой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481250
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.07.2013
№216.012.586c

Способ повышения теплоотдачи и радиационной защиты электронных блоков

Изобретение относится к радиотехнике, в частности к электронным блокам, работающим в условиях действия повышенных радиационных и тепловых нагрузок. Технический результат - усиление радиационной защиты электронных блоков, их защиты от электростатических разрядов и электромагнитных помех и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488244
Дата охранного документа: 20.07.2013
20.08.2013
№216.012.61de

Способ формирования сигнала управления угловым движением нестационарного летательного аппарата и устройство для его осуществления

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем управления угловым движением беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в широком диапазоне высот и скоростей полета при действии интенсивных внешних возмущений. Техническим результатом изобретения является расширение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490686
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.08.2013
№216.012.61e9

Способ функционального контроля и резервирования плат измерительного канала угловой скорости космического аппарата и устройство для его реализации

Изобретение относится к области систем функционального резервирования электронных плат, а именно к резервированию плат измерительного канала космического аппарата. Отличием способа функционального резервирования измерительного канала является то, что определяют сигналы приращений каждого из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490697
Дата охранного документа: 20.08.2013
27.08.2013
№216.012.656b

Способ формирования цифроаналогового адаптивного сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата по курсу и устройство для его осуществления

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем стабилизации углового движения летательного аппарата. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей, повышение динамической точности и восполнение дефицита управления в канале курса...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491600
Дата охранного документа: 27.08.2013
27.08.2013
№216.012.656c

Способ формирования цифроаналогового адаптивного сигнала управления летательным аппаратом с переменной структурой и устройство для его осуществления

Изобретение относится к бортовым цифроаналоговым устройствам для систем автоматического управления существенно нестационарными беспилотными летательными аппаратами (ЛА). Техническим результатом изобретения является повышение точностных характеристик управления, расширение функциональных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491601
Дата охранного документа: 27.08.2013
27.08.2013
№216.012.656d

Способ формирования цифроаналогового сигнала стабилизации углового положения летательного аппарата по курсу и устройство для его осуществления

Изобретение относится к способу и устройству управления для бортовых систем стабилизации углового положения летательного аппарата. Техническим результатом изобретения является повышение динамической точности управления и повышение степени бездефицитности управления. Устройство содержит цифровой...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491602
Дата охранного документа: 27.08.2013
10.10.2013
№216.012.741a

Способ определения неисправностей гироскопического измерителя вектора угловой скорости космического аппарата и устройство для его реализации

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к контролю исправности гироскопических измерителей вектора угловой скорости космического аппарата. Отличием предложенного технического решения является то, что способ формируют пять пороговых сигналов, сигналы норм гирокватернионов,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495379
Дата охранного документа: 10.10.2013
10.12.2013
№216.012.885d

Система отделения отсека летательного аппарата

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Система отделения отсека летательного аппарата содержит устройство крепления, состоящее из разрывных болтов и направляющих шпилек, и устройство отделения в виде пневматического механизма отделения, состоящего из баллона с газом,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002500591
Дата охранного документа: 10.12.2013
+ добавить свой РИД