Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата



Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата
Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата
Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата

Владельцы патента RU 2611459:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)

Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата содержит задатчик сигнала управления по курсу, пять блоков вычитания, три усилителя, сумматор, ограничитель сигнала, измеритель угла курса, измеритель угловой скорости по курсу, управляемый ключ, три задатчика порогового сигнала, адаптивное инерционное звено, два формирователя модульной функции, три однополярных двухпозиционных реле с гистерезисом, два логических элемента «ИЛИ», задатчик сигнала управления по тангажу, датчик скоростного напора, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение устойчивости и качества процессов углового движения беспилотных летательных аппаратов. 1 ил.

 

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления и стабилизации углового положения беспилотных летательных аппаратов (БПЛА).

Известна система автоматического управления БПЛА, в которой содержатся блок задающего воздействия, блок вычитания, суммирующий усилитель, датчики состояния [1].

Недостатками известной системы управления являются ограниченные функциональные возможности в условиях высоких по уровню значений сигналов управления и для режимов с минимальными скоростными напорами.

Наиболее близким решением является система стабилизации БПЛА по [2].

Известная система содержит задатчик сигнала управления по курсу, последовательно соединенные первый блок вычитания и первый усилитель, последовательно соединенные сумматор и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства, измеритель угла курса, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, и последовательно соединенные измеритель угловой скорости и второй усилитель, выход которого соединен с первым входом сумматора.

Недостатками известного решения являются ограниченные функциональные возможности в канале курса в условиях высоких по уровню значений сигналов управления по курсу и тангажу и для режимов с минимальными скоростными напорами, обусловливающих существенное снижение качества стабилизации.

Решаемой в предложенном решении технической задачей является разработка усовершенствованной системы управления с целью повышения устойчивости процессов углового движения и расширения функциональных возможностей с учетом многофакторных условий полета по скорости, высоте, маневрах. Эти обстоятельства определяют необходимость в идентификации состояния объекта и системы стабилизации в целом. Предложенным построением обеспечивается повышение устойчивости и качества процессов в расширенных условиях полета БПЛА.

Указанный технический результат достигается тем, что в известную систему стабилизации, содержащую задатчик сигнала управления по курсу, последовательно соединенные первый блок вычитания и первый усилитель, последовательно соединенные сумматор и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства, измеритель угла курса, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, и последовательно соединенные измеритель угловой скорости по курсу и второй усилитель, выход которого соединен с первым входом сумматора, дополнительно введены последовательно соединенные управляемый ключ, первый вход которого соединен с выходом первого блока вычитания, третий усилитель и второй блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом первого усилителя, а выход - со вторым входом сумматора, первый задатчик порогового сигнала, последовательно соединенные адаптивное инерционное звено, вход которого соединен с выходом задатчика сигнала управления по курсу, а выход - со вторым входом первого блока вычитания, последовательно соединенные первый формирователь модульной функции, третий блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом первого задатчика порогового сигнала, первое однополярное двухпозиционное реле с гистерезисом, первый логический элемент «ИЛИ» и второй логический элемент «ИЛИ», выход которого соединен со вторым входом управляемого ключа, второй задатчик порогового сигнала, последовательно соединенные задатчик сигнала управления по тангажу, второй формирователь модульной функции, четвертый блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом второго задатчика порогового сигнала, и второе однополярное двухпозиционное реле с гистерезисом, выход которого соединен со вторым входом первого логического элемента «ИЛИ», третий задатчик порогового сигнала и последовательно соединенные датчик скоростного напора, пятый блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом третьего задатчика порогового сигнала, и третье однополярное двухпозиционное реле с гистерезисом, выход которого соединен со вторым входом второго логического элемента «ИЛИ».

Действительно, при этом обеспечивается отработка сигналов боковой стабилизации БПЛА с максимальным качеством в широком диапазоне изменения скоростного напора и больших уровней управляющих сигналов.

На чертеже представлена блок-схема предложенной модернизированной системы стабилизации.

Система содержит задатчик сигнала управления по курсу 1 (ЗСУК), последовательно соединенные первый блок вычитания 2 (1БВ) и первый усилитель 3 (1У), последовательно соединенные сумматор 4 (С) и ограничитель сигнала 5 (ОС), выход которого является выходом системы стабилизации, измеритель угла курса 6 (ИУК), выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания 2, последовательно соединенные измеритель угловой скорости по курсу 7 (ИУСК) и второй усилитель 8 (2У), выход которого соединен с первым входом сумматора 4, последовательно соединенные управляемый ключ 9 (УК), первый вход которого соединен с выходом первого блока вычитания 2, третий усилитель 10 (3У) и второй блок вычитания 11 (2БВ), второй вход которого соединен с выходом первого усилителя 3, а выход - со вторым входом сумматора 4, первый задатчик порогового сигнала 12 (1ЗПС), последовательно соединенные адаптивное инерционное звено 13 (АИЗ), вход которого соединен с выходом задатчика сигнала управления по курсу 1, а выход - со вторым входом первого блока вычитания 2, последовательно соединенные первый формирователь модульной функции 14 (1ФМФ), третий блок вычитания 15 (3БВ), второй вход которого соединен с выходом первого задатчика порогового сигнала 12, первое однополярное двухпозиционное реле с гистерезисом 16 (1ОДПРГ), первый логический элемент «ИЛИ» 17 (1ЛЭ «ИЛИ») и второй логический элемент «ИЛИ» 18 (2ЛЭ «ИЛИ»), выход которого соединен со вторым входом управляемого ключа 9, второй задатчик порогового сигнала 19 (2ЗПС), последовательно соединенные задатчик сигнала управления по тангажу 20 (ЗСУТ), второй формирователь модульной функции 21 (2ФМФ), четвертый блок вычитания 22 (4БВ), второй вход которого соединен с выходом второго задатчика порогового сигнала 19, и второе однополярное двухпозиционное реле с гистерезисом 23 (2ОДПРГ), выход которого соединен со вторым входом первого логического элемента «ИЛИ» 17, третий задатчик порогового сигнала 24 (3ЗПС) и последовательно соединенные датчик скоростного напора 25 (ДСН), пятый блок вычитания 26 (5БВ), второй вход которого соединен с выходом третьего задатчика порогового сигнала 24, и третье однополярное двухпозиционное реле с гистерезисом 27 (3ОДПРГ), выход которого соединен со вторым входом второго логического элемента «ИЛИ» 18.

Система функционирует следующим образом.

Сигналы управления по курсу от задатчика 1 через инерционное звено 13 - в виде сигнала ψу - и текущего положения угла ψ от измерителя угла курса 6 поступают на первый блок вычитания 2, с выхода которого сигнал рассогласования Δψ

поступает на первый усилитель 3, который формирует базовую компоненту сигнала управления по рассогласованию

где К1 - передаточный коэффициент усилителя 3.

Компонента сигнала управления u2 по угловой скорости формируется в усилителе 8:

где ωу - сигнал угловой скорости, получаемый от измерителя 7;

К2 - передаточный коэффициент по угловой скорости усилителя 8.

В сумматоре 4 все компоненты сигнала управления суммируются, формируя сигнал u, который ограничивается звеном 5, вырабатывая выходной сигнал uвых.

Расчет значений передаточных коэффициентов К1 и К2 определен исходя из обеспечения устойчивости и качества процессов.

Управляемый ключ 9 разомкнут.

При возникновении ситуации с высокими по уровню значениями сигналов управления ψу от задатчика 1 или ϑу от задатчика сигнала угла тангажа 20, а также при малых значениях скоростного напора q от датчика 25, определенных соответствующими пороговыми значениями и установленными соответственно в блоках 12 (Aψ), 19 (Аϑ) и 24 (Aq), в реальной аппаратуре, имеющей реальные технические ограничения, возможен срыв устойчивого движения.

Предложенным решением такая ситуация исключается следующим образом. Выделяются функции модулей сигналов ψу и ϑу блоками 14 и 21 соответственно, т.е. |ψу| и |ϑу|. Блоки вычитания 15, 22 и 26 формируют разность сигналов:

При превышении величины любого из сигналов , , δq над величиной зоны нечувствительности блоков 16, 23, 27 соответственно с управлением от логических элементов «ИЛИ» 17 и 18 по сигналам В и С соответственно обеспечивается замыкание ключа 9. Подключается дополнительная компонента сигнала управления по рассогласованию Δψ через третий усилитель 10 с коэффициентом ΔК1 ко второму блоку вычитания 11. На выходе блока 11 формируется сигнал u1к, равный

Сигнал u1к поступает на сумматор 4, на выходе которого формируется сигнал u, равный

Сигнал и ограничивается в блоке 5, сигнал с выхода которого является выходным сигналом системы uвых.

Необходимо отметить, что решение основано на уменьшении общего коэффициента сигнала по рассогласованию в канале курса, который становится равным (К1-ΔК1). При этом ΔК1=(0,5÷0,8)⋅К1. Такое решение позволяет добиться большей устойчивости.

В дальнейшем, при уменьшении сигналов , и увеличении сигнала δq с учетом наличия гистерезисной функции в блоках 16, 23 и 27 ключ 9 размыкается, восстанавливая передаточный коэффициент по Δψ, равный К1, т.е. восстанавливая расчетное качество работы системы стабилизации. При этом в процессе функционирования устройства в инерционном звене 13 адаптивно, в функции от скоростного напора q изменяется постоянная времени этого звена также с целью повышения качества процессов.

Предложенная система несложно реализуется на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [3, 4] и алгоритмически и решает поставленную проблему.

Источники информации

1. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Под ред. Г.С. Бюшгенса. М.: Наука. Физматлит, 1998, с. 443.

2. Патент РФ №2338236, 10.11.2008 г., G05D 1/08.

3. В.Б. Смолов. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981, с. 22, 41.

4. А.У. Ялышев, О.И. Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1981, с. 107, 126.

Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата, содержащая задатчик сигнала управления по курсу, последовательно соединенные первый блок вычитания и первый усилитель, последовательно соединенные сумматор и ограничитель сигнала, выход которого является выходом устройства, измеритель угла курса, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, и последовательно соединенные измеритель угловой скорости по курсу и второй усилитель, выход которого соединен с первым входом сумматора, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены последовательно соединенные управляемый ключ, первый вход которого соединен с выходом первого блока вычитания, третий усилитель и второй блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом первого усилителя, а выход - со вторым входом сумматора, первый задатчик порогового сигнала, последовательно соединенные адаптивное инерционное звено, вход которого соединен с выходом задатчика сигнала управления по курсу, а выход - со вторым входом первого блока вычитания, последовательно соединенные первый формирователь модульной функции, третий блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом первого задатчика порогового сигнала, первое однополярное двухпозиционное реле с гистерезисом, первый логический элемент «ИЛИ» и второй логический элемент «ИЛИ», выход которого соединен со вторым входом управляемого ключа, второй задатчик порогового сигнала, последовательно соединенные задатчик сигнала управления по тангажу, второй формирователь модульной функции, четвертый блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом второго задатчика порогового сигнала, и второе однополярное двухпозиционное реле с гистерезисом, выход которого соединен со вторым входом первого логического элемента «ИЛИ», третий задатчик порогового сигнала и последовательно соединенные датчик скоростного напора, пятый блок вычитания, второй вход которого соединен с выходом третьего задатчика порогового сигнала, и третье однополярное двухпозиционное реле с гистерезисом, выход которого соединен со вторым входом второго логического элемента «ИЛИ».



 

Похожие патенты:

.Изобретение относится к способу формирования полетной траектории летательного аппарата (ЛА). Для формирования траектории загружают из бортовой базы данных и накладывают на электронную карту местности маршрут полета в виде последовательности заданных координатами местоположения навигационных точек (HT), соединяют НТ прямолинейными траекториями, формируют заданный курс, при необходимости соединяют НТ между собой траекториями произвольной формы (ТПФ) определенным образом, производят декомпозицию ТПФ на несколько взаимосвязанных прямолинейных микротраекторий (ПМТ) определенным образом, определяют координаты местоположения каждой из точек взаимосоединения (ТВС) ПМТ, запоминают ТВС ПМТ в бортовой базе данных в качестве дополнительных НТ, используют их в дальнейшем как эквивалентные основным НТ.

Способ определения положения мобильной машины на плоскости основан на определении положения мобильной машины на плоскости путем использования электромагнитного излучения, полученного от передатчика и воспринимаемого принимающим устройством, установленным на движущейся мобильной машине, и определения координат мобильной машины.

Изобретение относится к обработке телеметрической информации (ТМИ), получаемой при проведении приемо-сдаточных и летно-конструкторских испытаний беспилотных летательных аппаратов (БПЛА).

Группа изобретений относится к автоматическому управлению трактором для контурной вспашки. Способ местоопределения тракторного агрегата заключается в том, что измеряют величину напряженности магнитного поля, сравнивают измеренное значение с компенсационным и формируют сигнал траекторного рассогласования как разность сравниваемых значений.

Группа изобретений относится к способу и системе проведения испытаний беспилотной авиационной системы (БАС), а также испытательной системе для БАС с внешней подвеской.
Изобретение относится к управлению движением стыкуемых космических аппаратов (КА). Способ обеспечивает касание активного (АК) и пассивного (ПА) КА с требуемыми значениями скорости, для чего регулируют скорость причаливания в зависимости от дальности.

Группа изобретений относится к способу и устройствам ориентации транспортных средств по лазерному лучу. Для ориентации транспортного средства направляют лазерный луч в сторону транспортного средства параллельно или под небольшим углом к траектории его движения, формируют линейную поляризацию излучения, устанавливают положение плоскости поляризации перпендикулярно плоскости, проходящей через лазерный луч и траекторию движения, определяют отклонение от заданной траектории движения.

Группа изобретений относится к способу и системе стабилизации углового положения беспилотного летательного аппарата. Для формирования нелинейного адаптивного цифроаналогового сигнала стабилизации углового положения задают и измеряют цифровой сигнал углового положения, измеряют аналоговый сигнал угловой скорости, формируют цифровой сигнал рассогласования и преобразуют его в аналоговый, измеряют сигнал скоростного напора, формируют ограничения сигнала запаздывания в адаптивной функции и заданного сигнала углового положения в адаптивной функции в зависимости от сигнала скоростного напора, формируют сигнал рассогласования, как разность между сформированными ограниченными сигналами, формируют выходной сигнал определенным образом.

Группа изобретений относится к способу управления самолетом, способу для обозначения потенциального состояния сваливания, системе управления сваливанием. Для управления самолетом идентифицируют угол атаки, коэффициент подъемной силы, воздушную скорость аварийного оповещения для самолета определенным образом.

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования сигнала угловой стабилизации по крену летательного аппарата. Для формирования сигнала угловой стабилизации по крену измеряют текущий сигнал углового положения летательного аппарата, сигнал угловой скорости и углового положения элеронов, формируют сигналы оценок динамических параметров, формируют выходной сигнал определенным образом с учетом дополнительно сформированного определенным образом сигнала оценки внешнего возмущения.

Группа изобретений относится к способу и бортовой системе автоматического управления самолетом в случае недееспособности экипажа. Для автоматического управления самолетом в случае недееспособности экипажа определяют недееспособность экипажа путем передачи на индикатор кокпита сообщения, требующего подтверждения экипажем путем введения кода безопасности, подают команду для управления самолетом на автопилот при отсутствии подтверждения от экипажа, управляют самолетом с помощью автопилота к месту приземления, перед приземлением самолета подают другое сообщение, требующее подтверждения от экипажа путем введения кода безопасности, определяют безопасную зону для полета самолета до выработки топлива, производят полет в безопасной зоне до выработки топлива. Бортовая система автоматического управления самолетом содержит процессор, два модуля воздействия на процессор, два автопилота, дополнительный модуль определения безопасной зоны, индикатор кокпита, устройство для ввода подтверждения экипажа, датчик регистрации команд ручного управления, датчик регистрации потери давления в самолете, машиночитаемый носитель со встроенным машиночитаемым программным кодом. Обеспечивается автоматическое управление самолетом в случае недееспособности экипажа. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к способу формирования сигнала стабилизации продольного углового движения беспилотного летательного аппарата. Для формирования сигнала производят идентификацию аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе восстановления угла атаки определенным образом, измеренных углов тангажа, углов отклонения рулевых поверхностей, угловой скорости тангажа, а также нормального ускорения. Корректируют коэффициенты усиления контура стабилизации продольного углового движения летательного аппарата, формируют сигнал стабилизации продольного углового движения беспилотного летательного аппарата на основе скорректированных коэффициентов. Обеспечивается требуемое качество стабилизации углового движения летательного аппарата в широком диапазоне скоростей и высот полета при действии возмущений.

Изобретение относится к способу точной посадки беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Для точной посадки БПЛА получают временную последовательность кадров с оптической камеры на БПЛА, закодированную в битовый поток и содержащую данные об не менее одной оптической метке, расположенной в точке посадки, определяют не менее двух углов смещения при помощи алгоритмов компьютерного зрения, получают и обрабатывают с помощью рекурсивного фильтра данные о не менее двух углов наклона и высоте БПЛА, определяют вектор смещения БПЛА, формируют и направляют сигналы управления при помощи пропорционально-интегрально-дифференцирующего регулятора на полетный контроллер БПЛА, корректируют траекторию посадки БПЛА. Обеспечивается точность посадки с погрешностью не менее 15 см. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Использование: для определения относительного взаимного положения ведущего и ведомого транспортного средства. Сущность изобретения заключается в том, что определение относительного взаимного положения производится на основе результатов измерений длительности распространения ультразвукового импульса от источника, размещенного на ведущем до трех или большего количества приемников, размещенных на ведомом транспортном средстве, при этом определение относительного взаимного положения ведущего и ведомого транспортного средства производится по значимому подмножеству результатов измерений длительности распространения ультразвукового импульса, формируемому из результатов измерений, завершившихся к моменту окончания заранее заданного интервала времени. Технический результат: расширение функциональных возможностей средств определения относительного взаимного положения ведущего и ведомого транспортного средства, дающее возможность определять взаимное положение в ситуациях, когда не все приемники контрольных ультразвуковых импульсов находятся в прямой видимости источника импульсов. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к способу управления полетом летательного аппарата (ЛА). Для управления полетом ЛА выполняют вычислительные операции с резервированным процессорным определением локальных сигналов управления, передают данные по разветвленной сети из линии передачи данных, осуществляют согласование управляющих сигналов, направляют их к исполнительным органам, производят контроль исправности резервированных каналов управления, размещенных по два резерва на левом и правом борту ЛА, по результатам проверки автоматически производят реконфигурацию структуры блоков вычисления и управления, выбирают один из трех режимов управления: основной, альтернативный (упрощенный) или резервный (аварийный) в зависимости от количества обнаруженных отказов. Обеспечивается расширение функциональных возможностей управления полетом ЛА, его живучесть и отказобезопасность.

Изобретение относится к способу определения условия возможного пуска беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Для определения возможности пуска с помощью первого пользовательского интерфейса вводят координаты цели, количество и координаты пунктов перемены маршрута, курс стрельбы, угол подхода к цели, угол целеуказания, признак и размер цели, тип топлива, скорость ветра, отображают текущие параметры носителя, через равные промежутки времени в вычислительном модуле носителя рассчитывают точку предполагаемого начала поиска цели, время выхода БПЛА на рубеж атаки, вероятность захвата цели активной радиолокационной головкой самонаведения, минимальную и максимальную дальность использования БПЛА, способ обнаружения цели, суммарную траекторию полета БПЛА до цели, необходимое количество топлива, которые отражают на экране второго пользовательского интерфейса носителя, выводят на экран с помощью третьего пользовательского интерфейса диаграмму отображения траектории полетного задания БПЛА, цель, пункты перемены маршрута, траекторию полета БПЛА, зону неопределенности положения цели, точку начала поиска цели, радиус рубежа атаки, угол прокачки антенны, передают в БПЛА полетное задание и дают разрешение на пуск при условии вхождения параметров в пределы заданных диапазонов. Обеспечивается точность определения момента выдачи команды на пуск БПЛА с разных типов носителей. 3ил.

Предложен способ многорежимного навигационного управления движением транспортного средства, обеспечивающий множественность режимов управления транспортным средством и режимов его работы. При осуществлении способа, команда на автоматическое управление поступает в модуль навигационного управления (МНУ), который сконфигурирован под реализацию режима автоматического управления транспортным средством. Определяют команду на режим работы и команду на режим управления. Определяют тип режима работы, связанного с командой на режим работы. Определяют тип режима управления, связанного с командой на режим управления. Передают сигнал с модуля МНУ на модуль управления транспортным средством (МУТ), установленный на погрузчике, который идентифицирует операцию управления. Операцию управления соотносят с типом рабочего режима и типом режима управления. Включают двигатель транспортного средства, исходя из типа режима работы и типа режима управления. Предложены также система обеспечения множественности режимов управления транспортным средством и режимов его работы, а также транспортное средство. Достигается повышение производительности указанного транспортного средства. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил., 3 табл.

Автопилот // 2619675
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам управления вертолетами. Система автопилота вертолета включает в себя внутренний контур для поддержания пространственного положения для полета вертолета, включающая в себя заданный уровень резервирования, приложенный к внутреннему контуру. Внешний контур выполнен с возможностью предоставления функции навигации относительно полета вертолета, включающей в себя другой уровень резервирования, чем уровень резервирования внутреннего контура. Элемент привода прикладывает силу торможения к соединению, которое используется для стабилизации полета вертолета во время отказа при полете. Элемент привода выполнен электромеханическим и принимает сигналы электрического привода для обеспечения автоматического управления полетом вертолета без необходимости использования гидравлической вспомогательной системы в вертолете. Автопилот может управлять вертолетом в режиме с отказом гидравлической вспомогательной системы. Множество режимов полета описано с соответствующими входными сигналами датчиков, включающими в себя сигналы на основе скорости, и тремя режимами пространственного положения. Достигается возможность создания упрощенных систем автоматического управления для легких вертолетов. 11 н. и 40 з.п. ф-лы, 11 ил.

Система автоматического управления самолетом при наборе и стабилизации заданной высоты полета содержит датчики заданной и текущей скорости самолета, семь сумматоров, шесть масштабных блоков, интегратор, рулевой привод, руль высоты, датчик продольной перегрузки, датчик нормальной перегрузки, датчик угла атаки, датчик вертикальной скорости самолета, датчики заданной и текущей высоты полета, блок вычисления тригонометрической функции, два блока перемножения сигналов, два блока формирования сигнала заданной перегрузки, блок ограничения сигнала по величине, блок логики, коммутатор, блок формирования сигнала отработки заданной перегрузки, два фильтра, дополнительный блок ограничения сигнала по величине, соединенные определенным образом. Обеспечивается повышение точности, быстродействия, надежности и безопасности пилотирования. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к управляющим станциям. Управляющая станция для подвижных и неподвижных платформ содержит первую управляющую станцию, расположенную в первой платформе, содержащую управляющую систему для получения информации для задачи; дисплейную систему для ее надевания на голову оператора станции; систему захвата движения на основе инерционного датчика, отслеживающую перемещения головы; пользовательское устройство ввода. Также имеется кресло, связанное с пользовательским устройством; кислородная система управляющей станции; рабочая поверхность и процессор, сообщающийся с дисплейной системой, системой захвата движения и пользовательским устройством ввода. Повышается компактность станции. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 20 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-12-29 2017-02-28T09:27:59
Наверх