Управление или регулирование величин, определяющих местоположение, курс, высоту или положение в пространстве наземных, водных, воздушных или космических транспортных средств, например с помощью автопилотов: .управление высотой полета или глубиной погружения – G05D 1/04

Изобретение относится к оборудованию для управления полетом воздушных судов. Предлагаемая система состоит из наземного (аэродромного) и самолетного (бортового) сегментов. Наземный сегмент включает в себя пульт задатчиков метеорологических характеристик и информационный блок, соединенный с Единой сетью электросвязи страны. На выходе последней образовано радиополе сотовых передатчиков, расположенных в зоне подхода к аэродрому. Самолетный сегмент включает в себя радиоприемник сотовой связи, пульт задатчиков паролей аэродромов, блок метеорологических характеристик, компьютер вычисления коррекции и штатный электромеханический барометрический высотомер. Система позволяет принять на борту и вывести на дисплей: идентификационный пароль (позывной) рабочего направления и магнитный курс ВПП аэродрома, атмосферное давление аэродрома, эшелон перехода, вертикальную и горизонтальную видимости, направление и скорость ветра на ВПП, коэффициент сцепления и состояние поверхности ВПП. Главной функцией системы является автоматическое приведение высоты полета к уровню стандартного атмосферного давления или к атмосферному давлению аэродрома. Технический результат изобретения состоит в повышении безопасности захода на посадку и уменьшении вероятности столкновения самолетов в воздухе путем обеспечения правильной (автоматической) коррекции показаний бортового барометрического высотомера. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области систем автоматического управления летательными аппаратами, в частности к способам пилотирования в вертикальной плоскости. Технический результат - достигается минимизация перегрузки по вертикальной оси. Согласно способу изменения высоты полета летательного аппарата переход с текущей высоты полета на желаемую высоту осуществляют с постоянной абсолютной скоростью. Траектория перехода на другую высоту представляет собой полупериод синусоиды. Угол между вертикалью и касательными к указанной траектории, проведенными в ее начальной и конечной точках, которые находятся соответственно на текущей и желаемой высотах, составляет 90 градусов. Траектория перехода с текущей высоты полета на желаемую высоту может быть выбрана из множества подобных траекторий, отличающихся длиной полупериода. 3 з.п. ф-лы, 20 ил.

Изобретение относится к системам управления беспилотными объектами и может быть использовано в системах управления движением объекта в вертикальной плоскости. В первом варианте исполнения в устройство, включающее измеритель геометрической высоты и измеритель координат, дополнительно введены блок памяти, блок исключения помех и блок динамического оценивания, причем блок памяти первым и вторым входами соединен с выходом измерителя геометрической высоты и выходом измерителя координат, третий вход блока памяти соединен с выходом блока исключения помех, вход которого соединен с первым выходом блока памяти, второй выход блока памяти соединен с входом блока динамического оценивания, выход блока динамического оценивания соединен с четвертым входом блока памяти, третий выход блока памяти соединен с входом внешней системы управления. Второй вариант устройства отличается от первого тем, что выход блока динамического оценивания соединен с входом измерителя координат. Технический результат заключается в повышении надежности системы управления полетом над водной поверхностью. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области судовождения и касается автоматического управления движением корабля без хода в вертикальной плоскости. Способ базируется на двух этапах программного управления с использованием датчика и задатчика глубины, блока задания, в котором формируют заданный сигнал перехода по глубине. Последний вводят в блок временных программ для выбора программы первого этапа импульсного управления двумя цистернами. Формирование второго этапа импульсного управления производят при равенстве измеренного сигнала глубины расчетному значению сдерживания глубины, при которой по программе должен начинаться второй этап управления. При равенстве (близости) измеренных сигналов скорости изменения глубины и ускорения глубины расчетным значениям скорости и ускорения в точке сдерживания глубины формируют программное управление второго этапа Р_{2 прог.} двумя цистернами. При отклонении измеренных значений скорости изменения глубины или ускорения от программных значений скорости сдерживания глубины или ускорения формируют сигнал корректированной временной программы второго этапа импульсного управления Р_{2 корр.} двумя цистернами. Изобретение позволяет осуществлять автоматический переход корабля без хода по глубине с высокой скоростью изменения глубины в процессе перехода. 1 ил.

Изобретение относится к способам определения угловых параметров движения крылатых беспилотных летательных аппаратов (далее БЛА) и может быть использовано при управлении БЛА, совершающего маневр с помощью различных режимов полета: рикошетирования, планирования и комбинированного режима. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения угловых параметров движения беспилотного летательного аппарата: углов тангажа, крена и рысканья. Согласно предлагаемому способу при неровных участках земной поверхности стабилизируют платформу параллельно плоскости местного горизонта с помощью гироскопических приборов, а при ровной земной поверхности - с помощью радиовысотомеров, и измеряют угловые параметры движения БЛА относительно данной платформы. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области управления беспилотными летательными аппаратами. Технический результат заключается в исключении возможности опасного сближения с поверхностью земли. Способ заключается в подаче с пульта управляющего сигнала на отклонение органов регулирования высоты летательного аппарата в соответствии с заданной траекторией полета, задании предельного нижнего уровня высоты полета, измерении в процессе полета, вычислении по результатам измерений текущего значения вертикальной составляющей скорости летательного аппарата и знака ее изменения, сравнении фактической измеренной высоты с заданным уровнем, и если фактическая высота оказывается меньше заданного уровня, осуществлении корректировки управляющего сигнала для компенсации отклонения высоты от заданного уровня посредством сигнала обратной связи по фактическому значению высоты и текущему значению вертикальной составляющей скорости. Устройство для осуществления способа снабжено датчиком измерения высоты и микропроцессором, формирующим сигнал коррекции управляющего сигнала. 2 н. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиации и ракетной технике, к системам управления, действующим автоматически, с автопилотом. Система автоматического управления высотой полета беспилотного летательного аппарата включает в себя сумматор, усилитель, рулевую машину, руль высоты, обратную связь, свободный гироскоп тангажа, датчик угловой скорости и высотомер с выходами по значениям высоты и скорости ее изменения. Причем выходы свободного гироскопа тангажа и датчика угловой скорости соединены с входами сумматора, а выход сумматора соединен с входом усилителя, выход которого подключен к входу рулевой машины. Выход рулевой машины соединен с рулем высоты и через обратную связь подключен к входу сумматора. Кроме этого, система содержит дополнительно два блока формирования сигналов рассогласования между истинной высотой полета и заданной, коммутатор и интегратор. Коммутатор имеет два входа, первый из которых соединен с выходом высотомера по значению высоты, второй вход подключен к выходу высотомера по значению скорости изменения высоты, и два выхода, причем выход коммутатора по значению высоты полета соединен с входами первого и второго блоков формирования сигналов рассогласования, а выход по значению скорости изменения высоты полета - с входом сумматора, вход интегратора подключен к выходу второго блока формирования сигнала рассогласования, а выходы интегратора и первого блока формирования сигнала рассогласования подключены к входам сумматора. Техническим результатом является обеспечение стабилизации высоты полета ЛА без перерегулирования после быстрого изменения высоты полета. 2 ил.

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.

Изобретение относится к технике приборостроения, в частности к приборам и системам управления беспилотными летательными аппаратами. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата выход интегратора канала курса соединен со вторым входом сумматора канала стабилизации курса, третий вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости курса, выход гироскопа курса через первый переключатель дополнительно соединен с первым входом интегратора канала курса, второй вход которого через второй переключатель соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса. При этом вход блока временной задержки соединен со вторым переключателем, а выход блока временной задержки соединен с первым переключателем. 1 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области радиационного приборостроения, а именно к управляемым импульсным рентгеновским приборам, и может применяться на борту летательных аппаратов различного типа при заходе на посадку или полете на малых высотах. Достигаемый технический результат заключается в повышенной точности и надежности системы, осуществляющей анализ временного распределения обратнорассеянного излучения во всем диапазоне измеряемых высот в режиме реального времени. Способ определения малых высот заключается в том, что поверхность отражателя облучают импульсами рентгеновского излучения с фиксированной частотой и длительностью, обратнорассеянное излучение регистрируют. Для получения временного спектра и его анализа перекрывают весь диапазон определяемых высот стробами одинаковой длительности, привязывают их к временной оси и в каждом стробе подсчитывают количество зарегистрированных импульсов N₁, N₂,...,N_k за такт накопления. Предварительно вычисляют пороговые значения n^пор₂, n^пор₂,...,n^пор_k и сравнивают количество импульсов в каждом стробе с соответствующим пороговым значением. По максимальному превышению выявляют номер строба m, в котором находится максимум сигнала. Вычисляют функционал G_m по формуле G_m=(N_m+1-N_m)/(N_m+1+N_m), где N_m и N_m+1 - число накопленных импульсов в стробах с порядковыми номерами m и m+1 соответственно, и определяют значение высоты, т.е. на предварительно построенной калибровочной кривой g_m находят точку, соответствующую численному значению функционала G_m (ординате), а ее абсцисса будет показывать искомое значение высоты, при этом рентгеновский высотомер, реализующий способ, содержит рентгеновский передатчик, блок детектирования, формирователь стробов, многоотводную линию задержки, k схем совпадений, k счетчиков и вычислитель, соединенных определенным образом. В высотомере может быть дополнительно установлен управляемый задающий генератор, который соединяется с вычислителем высоты и рентгеновским передатчиком. 2 с.п.ф-лы, 5 ил.