Способ сокращения потерь скорости и времени при осуществлении маневра заданной конфигурации беспилотным летательным аппаратом планирующего типа

Изобретение относится к способу осуществления маневра заданной конфигурации беспилотного летательного аппарата (БЛА) планирующего типа. Для осуществления маневра исходную краевую задачу наведения разбивают на множество промежуточных краевых задач, при решении которых требуемые значения управляющих параметров по аэродинамическому крену и углу атаки, вычисленные для каждой опорной точки в каждом цикле наведения, оказываются малыми во все время наведения, формируют управляющие воздействия на аэродинамические органы управления БЛА. Обеспечивается сокращение потерь скорости и времени движения БЛА. 3 ил., 2 табл.

 

Изобретение относится к области управления полетами беспилотных летательных аппаратов (БЛА) планирующего типа и может быть использовано при планировании их маршрутов и соответствующих опорных траекторий.

Наиболее близким к данному изобретению является «Способ формирования маневров произвольной конфигурации на конечном участке траектории планирующих беспилотных летательных аппаратов» (Патент RU №2554568), который принят нами за прототип и базируется на следующих основных положениях:

1. Маневр БЛА формируется в два этапа. На первом этапе, задолго до использования маневра в реальном полете, в условной системе координат CLHZ (Фиг. 1) задают координаты нескольких опорных точек Mi (i=1, 2…, N) и моделируют на ЭВМ движение БЛА с последовательным наведением на каждую опорную точку. В зависимости от расстановки опорных точек формируют ту или иную конфигурацию маневра БЛА. Различные варианты маневров с соответствующими им условными координатами опорных точек фиксируют в базе данных.

2. На втором этапе формирования маневра - непосредственно перед полетом БЛА - условные координаты опорных точек маневра выбранной конфигурации преобразуют в геодезические координаты точек реальной местности и включают в полетное задание в качестве промежуточных точек наведения БЛА.

3. Осуществление маневра, заданного последовательностью опорных точек траектории, - это последовательное наведение БЛА на каждую опорную точку. Наведение осуществляют по методу «требуемых ускорений» [1]. Требуемые ускорения определяют, решая краевую задачу в целевой системе координат Mixyz (см. Фиг. 1), которую задают в каждой опорной точке Mi так, чтобы краевые условия в краевой задаче наведения, во-первых, имели наиболее простой вид, а во-вторых, чтобы ориентация ее первой оси Mix задавала направление движения БЛА на момент окончания наведения tк. Требуемое направление оси Mix задают ортом (tк), определяя его с использованием известных направлений прямолинейных звеньев ломаной линии M1M2…Mi…MN. Например, в точке Mi требуемую ориентацию оси Mix задают единичным вектором

где и - единичные векторы двух соседних звеньев ломаной линии M1M2…Mi…MN с общей точкой Mi.

Отметим, что вторую ось Miy целевой системы координат Mixyz в соответствии с методом наведения «по требуемому ускорению» всегда задают в вертикальной плоскости, содержащей ось Mix. Поэтому задание орта первой оси однозначно определяет ориентацию в пространстве системы координат Mixyz в силу ортогональности ее осей.

Отметим также, что в изобретении-прототипе ориентация системы координат Mixyz в процессе всего времени наведения БЛА на точку Mi не изменяется, и в каждом цикле наведения в ней определяют краевые условия и решают краевую задачу, определяя и реализуя аэродинамическими органами управления требуемые значения управляющих параметров. Краевые условия на момент окончания наведения задают в наиболее простом виде: x=y=z=0, - любое, , а текущие параметры движения БЛА, определяемые бортовой навигационной системой (а при моделировании на ЭВМ - по результатам интегрирования дифференциальных уравнений движения БЛА), преобразуют к виду x, y, z, Vx, Vy, V в системе координат Mixyz и принимают в качестве начальных значений краевых условий.

На Фиг. 2 схематично отображен БЛА планирующего типа и системы координат - связанная Sx1y1z1, скоростная SxVyVzV и полускоростная Sxпсyпсzпс, - взаимные положения которых определяются углом аэродинамического крена ϕ и углом атаки α, требуемые значения которых и являются искомыми значениями управляющих параметров.

Управление движением летательного аппарата планирующего типа осуществляется аэродинамическими органами управления только в поперечных направлениях, ортогональных вектору скорости. В продольном направлении летательный аппарат движется по инерции за счет энергии, полученной в начальной точке планирующего полета. Значения управляющих параметров поперечного движения и определяют и реализуют в каждом цикле наведения ΔТцн длительностью, измеряемой долями секунды. Однако в каждом цикле сначала по краевым условиям в целевой системе координат определяют [1] требуемые ускорения поперечного движения:

где gy - составляющая гравитационного ускорения по оси y;

Тк - текущий интервал времени до конца наведения на опорную точку Mi, прогнозируемый в каждом цикле наведения с использованием гипотезы о прямолинейном равномерном движении БЛА на оставшейся части пути;

τ - момент времени из интервала 0≤τ≤Тк, в который рассчитывают требуемые управляющие параметры. На практике в качестве момента τ можно использовать момент, близкий к текущему t, например τ=ΔТцн, где ΔТцн - длительность очередного цикла наведения.

С использованием вычисленных значений ускорений , определяют требуемые значения ускорений в проекциях на оси полускоростной Sxпсyпсzпс, а затем и на оси скоростной системы координат SxVyVzV, что позволяет вычислить (см. Фиг. 2) значение исходя из соотношения:

где m - масса БЛА;

М - число Маха;

h - высота полета;

- коэффициент аэродинамической подъемной силы, задаваемый таблично.

Определяемое в каждом цикле наведения требуемое значение угла атаки реализуется при выполнении условия

где αmax доп - максимально допустимое значение угла атаки, которое, как правило, задается функцией числа Маха М. Соответственно углу атаки реализуется значение силы лобового сопротивления атмосферы, направленной против движения БЛА:

где М - число Маха, высота и угол атаки - параметры, значения которых известны из навигационных измерений и вычислений в краевой задаче на любой момент времени t, а Cx - коэффициент, определяемый таблично как функция параметров M, h, α.

При невыполнении условия (5) реализуется значение

и, соответственно, сила лобового сопротивления становится максимальной.

Изменение направления движения БЛА при маневре сопровождается увеличением силы лобового сопротивления и, следовательно, увеличением потерь скорости БЛА и времени на осуществление маневра.

Из выражений (2), (3), (4) следует, что чем больше будут величины текущих параметров поперечного движения БЛА y, z, Vy, Vz, тем больше будут требуемые значения управляющих ускорений , и больше будет требуемое значение угла атаки . Соответственно увеличивается сила лобового сопротивления Q (см. формулу (6)), снижающая скорость поступательного движения БЛА.

Недостатком принятого в прототипе способа осуществления маневра, заданного совокупностью опорных точек, является принцип или способ задания ориентации целевой системы координат (ориентации ее первой оси (см. формулу (1)), при которой угол между начальным направлением движения БЛА и конечным направлением, задаваемым ортом , большую часть времени наведения остается большим, следствием чего требуемые для изменения направления движения углы атаки БЛА становятся и остаются большими, а это сказывается на потерях скорости БЛА от лобового сопротивления атмосферы.

Задачей предлагаемого изобретения является внесение в бортовой алгоритм наведения БЛА планирующего типа изменений, которые позволят в реальном полете осуществлять маневр заданной конфигурации при малых углах атаки и тем самым позволят сократить потери скорости и времени движения БЛА.

Требуемый технический результат достигается заданием переменной ориентации целевой системы координат в краевой задаче наведения, в результате чего исходная задача наведения разбивается на множество промежуточных краевых задач, при решении которых требуемые значения углов атаки оказываются малыми во все время наведения. В результате противодействие движению БЛА силы лобового сопротивления уменьшается, потери скорости движения БЛА и времени на осуществление маневра БЛА сокращаются.

Сущность изобретения поясняется приведенным ниже описанием, чертежами Фиг. 1, Фиг. 2 и сравнением результатов моделирования на ЭВМ движения БЛА при одном и том же маневре типа «спираль» (Таблицы 1 и 2).

Предлагаемый способ основан на задании в краевой задаче наведения ориентации целевой системы координат, изменяемой в процессе наведения так, чтобы определяемые по результатам решения краевой задачи управляющие параметры и, прежде всего, угол атаки были малыми, что уменьшает силу лобового сопротивления и, соответственно, - потери скорости и времени на осуществление маневра. Способ включает следующие операции:

1) в базовой системе координат в очередной опорной точке траектории БЛА задают требуемое конечное положение орта первой оси целевой системы координат так, как и в изобретении-прототипе (см. формулу (1)):

2) за исходное направление орта первой оси целевой системы координат принимают единичный вектор, коллинеарный вектору скорости, определяемый по навигационным измерениям на начальный момент наведения на данную опорную точку:

3) в плоскости угла между исходным и требуемым конечным направлениями орта первой оси (см. Фиг. 2) задают следующее, отличающееся от исходного на малый угол, положение этого орта на момент начала наведения на данную опорную точку и рассчитывают матрицу направляющих косинусов, связывающую целевую систему координат с базовой. В каждом следующем цикле наведения орт первой оси целевой системы координат поворачивается на малый угол в соответствии с правилом, задаваемым выражением (10).

В качестве момента τ удобно принять момент одного или нескольких циклов наведения: , а в качестве интервала времени, остающегося до конца наведения на точку Mi, удобно принять величину, рассчитываемую с использованием гипотезы о равномерном движении БЛА на оставшемся участке траектории

где Δri(t) - текущая величина линии визирования точки Mi;

- проекция текущего вектора скорости на линию визирования.

В качестве базовой системы координат, в которой определяются текущие навигационные параметры, удобно принять относительную геоцентрическую прямоугольную систему координат Sξηζ, ось Sξ которой направлена вдоль оси вращения Земли на Север, ось Sη - в плоскости экватора через Гринвичский меридиан, ось Sζ дополняет систему координат до правой. Матрицу направляющих косинусов, связывающую систему координат Sξηζ с целевой системой координат Mixyz на момент начала наведения на точку Mi, представим в виде:

где γ11=Vξ/V, γ12=Vη/V, γ13=Vζ/V - проекции орта ; γ31, γ32, γ33 определяются исходя из условия: , где - единичный вектор радиус-вектора опорной точки Mi; γ21, γ22, γ23 - определяются исходя из соотношения .

Изменение ориентации орта объясняется изменяемостью направления суммы векторов и в выражении (10), в которой первый вектор непрерывно уменьшается по модулю от единицы до нуля, а второй синхронно увеличивается от нуля до единицы.

Малость требуемых значений углов атаки объясняется тем, что в каждом цикле наведения за счет требуемого значения угла атаки устраняется только небольшое рассогласование между текущим направлением движения БЛА и промежуточным конечным направлением. Выход в требуемое конечное направление осуществляется в результате многократных малых изменений направлений вектора скорости БЛА.

На Фиг. 3 отображены две схемы определения текущих параметров движения в двух системах координат: в системе Mix*y*z*, ориентированной по способу, принятому в прототипе, и в системе Mjxyz, ориентированной по предлагаемому способу. В системе Mix*y*z*, в начале наведения на точку Mi вектор скорости БЛА составляет с требуемым конечным направлением движения, т.е. с ортом , задаваемым формулой (1), достаточно большой угол. Со временем угол между текущим вектором скорости и требуемым направлением движения в точке Mj медленно уменьшается. В соответствии с ним первоначально большие значения проекций вектора скорости на оси Miy* и Miz* определяют (см. формулы (2), (3), (4)) большие значения требуемых управляющих ускорений и углов атаки. При этом сила лобового сопротивления, зависящая от угла атаки, на большей части участка наведения остается достаточно большой и, соответственно, большими будут потери скорости движения БЛА.

В Таблице 1 представлены результаты моделирования на ЭВМ движения БЛА на участке траектории с маневром спиралеобразной конфигурации при наведении на каждую опорную точку по способу, описанному в изобретении-прототипе.

В Таблице 2 приведен пример моделирования движения БЛА на участке траектории с теми же начальными условиями и с тем же маневром типа «спираль», что и в примере (Таблица 1), приведенном в описании изобретения-прототипа. Сравнивая времена и скорости движения БЛА в Таблицах 1 и 2, отметим, что при предлагаемом способе осуществления одного и того же маневра (Таблица 2), скорости прохождения одних и тех же опорных точек выше, а соответствующие времена, затрачиваемые на прохождение участков траектории между опорными точками, меньше, чем в примере, представленном в Таблице 1. Существенно и важно то, что скорость пикирования БЛА на конечную точку 6 остается сверхзвуковой до момента падения на Землю. В Таблице 2 помимо текущих координат БЛА в промежуточных системах координат Mixyz дополнительно приведены проекции вектора скорости на те же оси. В силу разбиения исходных краевых задач на множество промежуточных параметры поперечного движения БЛА (по направлениям осей Miy и Miz) в Таблице 2 существенно меньше по сравнению с параметрами движения вдоль оси Mix.

Примечание: При осуществлении маневра БЛА по предлагаемому способу в конце наведения на каждую опорную точку требуемые углы атаки становятся большими в силу необходимости за меньшее время (стоит в знаменателе формул (2), (3), определяющих требуемые ускорения) обеспечить изменение направления движения на такой же угол (угол разворота орта (см. формулу (10))), как и при больших расстояниях от точки наведения.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Горченко Л.Д. Метод терминального наведения по требуемому ускорению аэродинамических управляемых летательных аппаратов. Журнал «Полет» №6. - М.: Машиностроение, 1999. с. 21-24.

2. Патент RU №2554568, 2015.

Способ осуществления маневра заданной конфигурации беспилотного летательного аппарата (БЛА) планирующего типа, при котором исходную краевую задачу наведения разбивают на множество промежуточных краевых задач, при решении которых требуемые значения управляющих параметров по аэродинамическому крену и углу атаки, вычисленные для каждой опорной точки в каждом цикле наведения, оказываются малыми во все время наведения, формируют управляющие воздействия на аэродинамические органы управления БЛА.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к системе управления предупреждениями и процедурами для летательного аппарата, способам параметризации, разработки и технического обслуживания системы управления предупреждениями и процедурами.

Группа изобретений относится к управлению устройствами. Способ для управления интеллектуальным жилищным устройством заключается в том, что получают информацию о посетителях в пределах диапазона и определяют количество посе6тителей согласно полученной информации.

Предложена система управления навигацией транспортного средства. Система управления навигацией транспортного средства содержит навигационную систему и транспортное средство с модулем управления транспортным средством (VCM), модулем управления навигацией (NCM) и интерфейсом средств управления навигацией.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при организации безопасного и удобного способа складирования в автоматизированных системах обработки и хранения грузов (AS/RS) путем решения задачи локализации складских грузовых платформ в режиме реального времени внутри складских сооружений.

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.

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.

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.

Предложен способ многорежимного навигационного управления движением транспортного средства, обеспечивающий множественность режимов управления транспортным средством и режимов его работы.

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.
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.

Группа изобретений относится к системам автопилота (варианты) и автопилоту для использования с вертолетом. Система автопилота для управления полетом вертолета содержит ручку циклического управления, процессорное устройство, приводное устройство, устройство ввода данных на ручке циклического управления. Система автопилота содержит сенсорное устройство, процессорное устройство, генерирующее управляющие сигналы для приводов, автопилотный дисплей. Система автопилота содержит процессорное устройство с возможностью выбора нескольких режимов полета. Автопилот для использования с вертолетом содержит систему несущего винта с циклическим управлением, сенсорное устройство, формирующее набор выходных данных датчиков, характеризующих полет вертолета, приводное устройство, управляющее устройство. Обеспечивается возможность для пилота выбора режима полета из набора указанных режимов, а также управление вертолетом только одной рукой с ручки управления. 5 н. и 23 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области сельскохозяйственного машиностроения, в частности к системам для автоматического вождения сельскохозяйственных машинно-тракторных агрегатов. Индуктор сельскохозяйственный индукционный выполнен в виде многолучевой звезды, образованной подземными гоновыми проводами. Эти провода подключаются к источнику тока посредством трехпозиционных нормально разомкнутых двухвходовых коммутаторов, входы которых соединены с выходными зажимами источника тока. Таким конструктивным решением обеспечивается повышение равномерности магнитного поля вдоль рабочего гонового провода для повышения точности определения местонахождения. 1 ил.

Изобретения относятся к области авиации, к способу посадки беспилотного летательного аппарата (БЛА) на наземное подвижное средство посадки. Наземное подвижное средство посадки беспилотного летательного аппарата содержит автомобиль с установленным на нем причальным устройством. Причальное устройство содержит платформу, оборудованную устройством торможения, удержания и фиксации БЛА на платформе и устройством безопасного приземления. Устройство торможения, удержания и фиксации БЛА на платформе состоит из двух установленных по бокам в концевой части платформы на поворотных механизмах Г-образных штанг. Свободные концы Г-образных штанг соединены планкой, на которой на одинаковом расстоянии друг от друга крепятся тормозные ленты. Тормозные диски устанавливают в начале платформы под ней. Каждый тормозной диск содержит катушку с тормозной лентой необходимой длины. Устройство безопасного приземления выполнено из нескольких амортизационных подушек, расположенных на платформе. Технический результат заключается в обеспечении посадки БЛА различной размерности, веса, посадочной скорости без использования шасси и парашюта и без необходимости дооснащения БЛА специальной аппаратурой управления. 2 н.п. ф-лы, 8 ил., 1 табл.

Изобретение относится к идентификации воздушного судна и отображения типа и модели воздушного судна при парковке у выхода для пассажиров или на месте стоянки для возможного присоединения пассажирского трапа или загрузочного трапа к двери воздушного судна. Способ основан на том, что воздушное судно (5) располагают и останавливают в заданном местоположении с использованием бесконтактного измерения расстояния между воздушным судном и фиксированной точкой, при этом расстояние отображают на табло (6), установленном перед пилотом воздушного судна, например, на здании (7) аэровокзала, и показывают пилоту, посредством табло (6), местоположение воздушного судна (5) относительно точки остановки для воздушного судна, а также тип и модель паркующегося воздушного судна, причем указанные измерение расстояния и отображение активируют посредством компьютерной системы (20) аэропорта или вручную, и принимают, посредством антенны (16), передаваемую воздушным судном (5) информацию (17), при этом информацию (17), передаваемую воздушным судном (5), принимают посредством направленной антенны (16), расположенной в сопряжении с указанным табло (6) и наведенной на место стоянки, на которое ожидается прибытие воздушного судна, причем антенна (16) подключена к системе (18) управления стыковочной системы, при этом из указанной информации (17) извлекают, по меньшей мере, опознавательный код воздушного судна, а информацию по типу и модели воздушного судна получают по конкретному опознавательному коду из хранящей опознавательные коды воздушных судов базы (14) данных и передают в систему (18) управления, посредством которой управляют табло (6) на месте стоянки, на котором паркуется воздушное судно с прочтенным опознавательным кодом, и отображают на табло тип и модель воздушного судна. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к устройству оценки позиции и угла пространственной ориентации транспортного средства. Устройство задает текущий диапазон распределения частиц как предварительно определенный диапазон с помощью фильтра. А также рассеивает частицы в заданном текущем диапазоне распределения, чтобы оценивать позицию и угол пространственной ориентации транспортного средства с помощью изображения. Камера смонтирована на транспортном средстве. Транспортное средство имеет передние колеса и задние колеса, перемещается в направлении спереди назад и выполняет поворот в направлении ширины транспортного средства. Устройство также содержит модуль определения скорости транспортного средства и модуль задания текущего диапазона распределения частиц. Модуль задания текущего диапазона распределения частиц выполнен с возможностью расширения текущего диапазона распределения, когда скорость транспортного средства становится высокой. Достигается повышение точности оценки позиции и угла пространственной ориентации транспортного средства. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 20 ил.

Изобретение относится к способу управления подводным аппаратом. Для управления подводным аппаратом измеряют текущие значения углов крена и дифферента подводного аппарата, с помощью программного устройства формируют сигналы управления движителями на основании вектора результирующей их тяги, который автоматически формируют с учетом текущих углов крена и дифферента, измеренных с помощью блока гироскопов на борту подводного аппарата, и информации программного устройства, определяющего пространственное перемещение подводного аппарата без учета текущих значений его углов крена и дифферента. Обеспечивается точное перемещение подводного аппарата по заданной траектории с учетом возмущений. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу вывода самолета в точку начала посадки. Для вывода самолета в точку начала посадки измеряют текущие координаты самолета, предварительно строят участок маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линией заданного пути, строят четыре возможных маршрута комбинаций право- и левостороннего предварительного и предпосадочного разворота, рассчитывают длину их пути, осуществляют полет по маршруту с минимальной длиной пути до точки начала посадки. Обеспечивается сокращение времени вывода самолета в точку начала посадки. 2 ил.

Группа изобретений относится к системам программного управления устройства автоматической очистки. Способ бесшумной работы автоматического устройства очистки заключается в том, что принимают команды бесшумной работы, планируют бесшумный маршрут, в соответствии с командой бесшумной работы, переключают в бесшумный режим и выполняют операции очистки в соответствии с бесшумным маршрутом. Оборудование бесшумной работы автоматического устройства очистки содержит блок приема команды, сконфигурированный для приема команды бесшумной работы, блок планирования маршрута, сконфигурированный для планирования бесшумного маршрута, согласно команде бесшумной работы и блок переключения режима, сконфигурированный для переключения в бесшумный режим и выполнения операции очистки в соответствии с бесшумным маршрутом. Электронное устройство содержит процессор и память для хранения команд, используемых процессором. При этом процессор сконфигурирован для выполнения способа бесшумной работы. Технический результат заключается в снижении воздействия на пользователя, вызванного высокой шумностью работы. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 16 ил.

Раскрыт способ ведения мобильного робота, предусматривающий: обеспечение передатчика (110) и передачу указанным передатчиком направляющего сигнала (300) в пространственно ограниченную область (302) приема направляющего сигнала; обеспечение мобильного робота (200), включающего в себя два расположенных по соседству друг от друга датчика (210a, 210b) направляющего сигнала, каждый из которых выполнен с возможностью генерации опорного сигнала, который отражает прием этим датчиком этого направляющего сигнала; и перемещение этого робота вдоль граничного участка (306) этой области приема направляющего сигнала, в то же время поддерживая, на основе указанных опорных сигналов, состояние отслеживания, в котором первый из указанных датчиков (210a) направляющего сигнала позиционируется по существу на первой стороне указанного граничного участка (306), а второй из указанных датчиков (210b) направляющего сигнала позиционируется по существу на противоположной, второй стороне указанного граничного участка (306). Также раскрытой является система, осуществляющая этот способ. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Самолет содержит фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, комплексную систему управления. Комплексная система управления содержит вычислительный блок, приводы рулевых поверхностей и поворотных сопел силовой установки, датчики движения самолета, внутреннюю и внешнюю мультиплексные линии связи, кабельную сеть, блок преобразования сигналов, информационно-управляющую систему, вычислитель воздушно-скоростных параметров, приемники-преобразователи воздушных давлений (ППВД), ППВД во внутреннем отсеке самолета, датчики температуры заторможенного потока, блок управления шасси (БУШ), исполнительные механизмы поворота и торможения колес, датчики исполнительных механизмов поворота и торможения колес, датчики обжатия амортизаторов шасси, датчики частоты вращения шасси, соединенные определенным образом. БУШ содержит вычислители сигналов управления исполнительными механизмами поворота и торможения колес, усилители мощности. Обеспечивается снижение психофизиологической нагрузки на летчика, снижение радиолокационной заметности, улучшение массово-габаритных характеристик самолета, улучшение управляемости при движении по взлетно-посадочной полосе. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу осуществления маневра заданной конфигурации беспилотного летательного аппарата планирующего типа. Для осуществления маневра исходную краевую задачу наведения разбивают на множество промежуточных краевых задач, при решении которых требуемые значения управляющих параметров по аэродинамическому крену и углу атаки, вычисленные для каждой опорной точки в каждом цикле наведения, оказываются малыми во все время наведения, формируют управляющие воздействия на аэродинамические органы управления БЛА. Обеспечивается сокращение потерь скорости и времени движения БЛА. 3 ил., 2 табл.

Наверх