СПОСОБ ОРИЕНТИРОВАНИЯ ПО КРЕНУ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ОПТИЧЕСКОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ

Изобретение относится к бортовым комплексам управления летательных аппаратов, главным образом скоростных самонаводящихся реактивных снарядов. Предлагаемый способ включает плановое или планово-перспективное визирование ориентиров подстилающей поверхности головкой самонаведения, в матричном приемнике которой столбцы располагают вдоль связанной продольной оси летательного аппарата, а строки поперек данной оси. Модуль и знак изменения угла крена определяют по направлению прямого или обратного последовательного по номерам столбцов перемещения изображения ориентира, фиксируемого приемником в последовательные моменты времени тактового интервала. При этом используют данные об угле обзора матричного приемника и количестве его столбцов. По этой информации и длине тактового интервала могут быть определены также угловые скорость и ускорение крена летательного аппарата или его части. Технический результат изобретения состоит в упрощении состава бортового комплекса управления, из которого могут быть ...

СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ ПЛАНЕРА САМОЛЕТА В ПРОСТРАНСТВЕ ПРИ ПРОЧНОСТНЫХ ИСПЫТАНИЯХ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Группа изобретений относится к стендам для прочностных испытаний самолетов. При способе стабилизации планера самолета в пространстве при прочностных испытаниях формируют непрерывные сигналы коррекции по крену и тангажу планера самолета и осуществляют аварийную защиту по максимальной величине углов наклона при помощи системы автоматического управления. Устройство для стабилизации планера самолета в пространстве при прочностных испытаниях содержит систему автоматического управления, каналы нагружения и датчики по крену и тангажу планера самолета, расположенные в центре тяжести фюзеляжа. Каналы нагружения содержат сервоприводы с электрогидравлическими распределителями, гидроцилиндры, тензодинамометры. Обеспечивается стабилизация планера самолета в пространстве. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ОГРАНИЧЕНИЯ УГЛА АТАКИ И ПЕРЕГРУЗКИ САМОЛЕТА

Изобретение относится к способам и устройствам управления самолетом. Устройство содержит корректирующее устройство, вводящее ограничение на управляющий сигнал с упреждением, а величина упреждения вычисляется в корректирующем устройстве по принципу передаточной функции. Способ заключается в том, что на управляющий сигнал системы управления рулем высоты летательного аппарата, идущий от органа управления, который управляет материальным объектом, вводят ограничение с упреждением до момента выхода летательного аппарата на максимальный угол атаки, при этом величину упреждения вычисляют по принципу передаточной функции. Технический результат – повышение безопасности маневрирования самолета. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 10 ил., 2 табл.

СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОСАДКИ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ДЛЯ МОНИТОРИНГА ПРОТЯЖЕННЫХ ОБЪЕКТОВ

Изобретение относится к области применения беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) и может быть использовано для систематического дистанционного контроля состояния нефте- и газопроводов, хранилищ, высоковольтных ЛЭП и других протяженных объектов. Способ автоматической посадки БПЛА включает измерение высоты полета H, горизонтальной дальности до расчетной точки касания D, отклонения от вертикальной плоскости, проходящей через ось взлетно-посадочной полосы ΔZ, определении трех составляющих скорости и ускорения в расчетной точке касания, формирование опорной траектории снижения H(D,D) и Z(D,D) из точки начала снижения, находящейся на расстоянии Dот расчетной точки касания, определение отклонения БПЛА от опорной траектории снижения Δh=H-H(D,D) и ΔZ=Z-Z(D,D), формирование управляющих сигналов по результатам измерений и подачу их на исполнительные механизмы рулей БПЛА. В каждой точке траектории задают контрольный створ траектории снижения БПЛА в виде круга, лежащего на плоскости, перпендикулярной ...

СПОСОБ ПИЛОТИРОВАНИЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Группа изобретений относится к способу пилотирования беспилотного летательного аппарата (БЛА), системе аварийного реагирования и БЛА. Для пилотирования БЛА определяют множество аварийных ситуаций и определяют уровень приоритета и задачу для соответствующей ситуации, измеряют эксплуатационные параметры для выявления аварийной ситуации, указывают БЛА траекторию движения, созданную в соответствии с задачей, связанной с уровнем приоритета. Система аварийного реагирования содержит входное устройство приема эксплуатационных параметров, процессор, выходное устройство. Беспилотный летательный аппарат содержит вышеуказанную систему аварийного реагирования. Обеспечивается изменение плана полета БЛА при возникновении аварийных ситуаций. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил.

АВТОМАТИЧЕСКАЯ БАЗОВАЯ СТАНЦИЯ ДЛЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Полезная модель относится к области авиационной техники, в частности к оборудованию, обеспечивающему эксплуатацию беспилотных летательных аппаратов вертолетного типа. Технический результат полезной модели заключается в обеспечении надежной зашиты беспилотного летательного аппарата от негативных условий внешней среды при автономном заряде аккумуляторных батарей, которая достигается за счет того, что автоматическая базовая станция для беспилотных летательных аппаратов, содержащая платформу, вычислительный модуль, модуль управления, систему крепления БПЛА и модуль питания, отличающийся тем, что вычислительный модуль, модуль управления, модуль питания и платформа смонтированы внутри защитного корпуса, при этом платформа смонтирована подвижно на приводном механизме, внутри корпуса смонтировано оборудование микроклимата, а система крепления выполнена в виде линейных механизмов позиционирования с зубчатыми ремнями, содержащих двойные параллельные горизонтальные и вертикальные рейки, смонтированные ...

АВИАЦИОННАЯ СИСТЕМА ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМНОЙ ПОВЕРХНОСТИ

Авиационная система зондирования земной поверхности, включающая дистанционно-пилотируемый летательный аппарат с планером, бортовой комплекс управления дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом, инерциальную навигационную систему, приемную аппаратуру спутниковой навигационной системы, вычислитель действительных координат спутниковой навигационной системы, систему воздушно-скоростных сигналов, высотомер, блок автопилота и управления бортовыми системами, систему обеспечения посадки, систему управления двигателем и бортовой накопитель информации, а также мобильный наземный пункт управления и слежения, содержащий наземную обзорную телевизионную систему, пульт дистанционного управления и наземную радиотелеметрическую систему, мобильный персональный компьютер с возможностью управления пространственным положением ДПЛА и вывода цифровой и графической информации на экран мобильного персонального компьютера, отличающаяся тем, что в бортовом комплексе управления дистанционно-пилотируемым летательным ...

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Летательный аппарат, содержащий корпус, привод вращения лопастей относительно продольной оси корпуса летательного аппарата, расположенный внутри корпуса летательного аппарата и лопасти, отличающийся тем, что основания лопастей закреплены во внутренних обоймах подшипников, установленных своими поверхностями внешних обойм на соответствующих участках внутренних поверхностей соответствующих втулок, закрепленных своими соответствующими концами на соответствующих участках внешней поверхности вала двигателя привода вращения лопастей относительно продольной оси корпуса летательного аппарата, при этом соответствующие участки внешних поверхностей оснований лопастей подсоединены к выходам соответствующих приводов вращения лопастей относительно их продольных осей.

СПОСОБ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ПОЛЕТОВ В ЗОНЕ АЭРОДРОМА

Использование: в авиации при полетах в зоне аэродрома. Сущность изобретения: при осуществлении заявленного способа в течение по крайней мере части времени в суточном цикле работы аэродрома по крайней мере часть воздушных судов производят посадку на взлетно-посадочную полосу при наличии попутной составляющей вектора скорости ветра через коридор входа, обращенный в сторону аэродрома прилета, угловой диапазон ϕ между осью взлетно-посадочной полосы и осью коридора входа воздушного судна составляет v= ± 0,38π, а взлет производят в направлении попутной составляющей вектора скорости ветра при аналогичном угловом диапазоне между направлением оси взлетно-посадочной полосы и направлением оси коридора выхода.

СПОСОБ И УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ КЛАССА "ВОЗДУХ - ПОВЕРХНОСТЬ"

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в системах управления беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) с координатором цели и пассивным самонаведением. Согласно предлагаемому способу, выбирают точку слежения (ТС) внутри контура цели и измеряют параметры движения БПЛА относительно этой точки. В автономном полете БПЛА обеспечивают его избирательное наведение, задавая вокруг первоначально выбранной ТС ограниченную зону слежения с определенным множеством пороговых значений и соответствующих им интервалов времени. При выходе ТС за эти пороги восстанавливают ее положение принудительными коррекциями. Если после некоторого числа таких коррекций слежение в указанной зоне неустойчиво, то возвращаются от избирательного наведения к наведению в контур цели, проводя некоторое число повторных коррекций ТС. Если слежение вновь неустойчиво, то фиксируют факт потери цели, не допуская выход ТС за контур цели. При этом заменяют самонаведение принудительным движением БПЛА в направлении ...

СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПОСАДКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В СЛОЖНЫХ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ УСЛОВИЯХ, В ТОМ ЧИСЛЕ БЕСПИЛОТНОГО

Изобретение относится к способам автоматической посадки летательного аппарата (ЛА). Для автоматической посадки ЛА в сложных метеорологических условиях задают горизонтальную дальность от начальной точки траектории снижения до ее конечной точки, параметры движения ЛА в конечной точке траектории снижения, измеряют скорость и высоту полета, горизонтальную дальность до конечной точки траектории снижения, отклонение от вертикальной плоскости осевой линии взлетно-посадочной полосы, вертикальную составляющую скорости полета, производят определение углов тангажа, крена и вертикальной составляющей скорости ЛА определенным образом, в зависимости от разности расстояний, определяемых по времени распространения сигналов от расположенных определенным образом приемопередатчиков через определенный интервал времени, подают команды на органы управления ЛА в случае отклонения значения, полученного путем сравнения последующих и предыдущих расчетных данных по вертикальной составляющей скорости ЛА. Обеспечивается ...

СПОСОБ УМЕНЬШЕНИЯ ВЕРОЯТНОСТИ ПОРАЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА СРЕДСТВАМИ ПРОТИВОВОЗДУШНОЙ ОБОРОНЫ

Использование: оборонительное маневрирование самолета. Сущность изобретения: способ уменьшения вероятности поражения летательного аппарата средствами противовоздушной обороны, заключающийся в маневрировании летательного аппарата по траектории в виде комбинации витков пространственной спирали, которая в плоскости, перпендикулярной направлению полета, имеет вид взаимно пересекающихся восьмерок, оси которых располагаются друг к другу под углом ~ 90o. 1 ил.

Способ управления вооружением многофункциональных самолетов тактического назначения и система для его осуществления

Группа изобретений относится к способу и системе управления вооружением многофункциональных самолетов тактического назначения. Для управления вооружением самолета оснащают его средствами поражения и средствами пассивного противодействия, вводят данные о параметрах полета, в процессе полета осуществляют идентификацию и сопровождение воздушных и наземных целей, взаимодействие с наземными пунктами управления, оказывают интеллектуальную поддержку экипажу на основе вычислительно-логических модулей, выполняют боевое маневрирование, определяют момент выдачи ракете команды «Пуск разрешен» при достижении текущей дальности и углового положения заданных значений, соответствующих границам зоны возможных пусков. Система содержит комплекс средств управления самолетом, средств идентификации и сопровождения целей, средства связи, вычислительные средства, средства индикации, средства поражения, средства активного и пассивного противодействия. Обеспечивается расширение функциональных возможностей системы ...

Способ коррекции формируемой конфигурации маршрута беспилотного планирующего летательного аппарата

Изобретение относится к способу коррекции формируемой конфигурации маршрута беспилотного планирующего летательного аппарата (БПЛА). Для коррекции формируемой конфигурации маршрута задают маршрут опорными точками в виде совокупности геодезических координат, в опорных точках определяют величины углов поворота, и если при сравнении с допустимыми значениями заблаговременно установленных и заданных таблично в функции дальности полета углов обнаруживают различие, обуславливающее нарушение заданных технических ограничений на управляющие параметры БПЛА, то по правилам сферической тригонометрии итерационно смещают проблемную опорную точку на малые расстояния с уменьшением величины угла поворота маршрута до допустимого значения. Обеспечивается коррекция формируемого маршрута БПЛА при невыполнении технических ограничений в опорных точках. 2 ил., 1 табл.

СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ НАЗЕМНО-ВОЗДУШНОЙ ИНФРАСТРУКТУРЫ ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ГРУППОВЫХ КОНТРОЛИРУЕМЫХ ПОЛЕТОВ БЕСПИЛОТНЫХ АВИАЦИОННЫХ СИСТЕМ

СПОСОБ ВЫПОЛНЕНИЯ ФОРСИРОВАННОГО МАНЕВРА ВЕРТОЛЕТА

... 1. Способ выполнения форсированного маневра вертолета, включающий ввод его в вираж путем отклонения в сторону разворота педалей ножного управления и ручки управления циклическим шагом с отклонением последней "На себя", а с вводом вертолета в вираж дополнительно перемещают педали в сторону разворота и увеличивают общий шаг несущего винта посредством отклонения "Вверх" ручки объединенного управления "Шаг-Газ" и последующий вывод вертолета из виража путем возврата педалей и ручки управления циклическим шагом "От себя" с уменьшением общего шага несущего винта до исходного значения посредством отклонения "Вниз" ручки объединенного управления "Шаг-Газ" или сохранением последнего для полета по курсу, отличающийся тем, что с дополнительным перемещением педалей в сторону разворота и увеличением общего шага несущего винта кратковременно увеличивают частоту его вращения за счет форсирования работы двигателей посредством отклонения переключателя "Обороты", расположенного на ручке объединенного управления ...

АКУСТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА (ВАРИАНТЫ)

... 1. Акустическая система, отличающаяся тем, что содержит генератор /генераторы/ низкой частоты, соединенный с датчиком контролируемого параметра, причем частота генератора зависит от величины контролируемого параметра. 2. Система по п.1, отличающаяся тем, что контролирует два параметра и имеет автоматический переключатель, переключающий параметры по достижении одним из них заданного значения. 3. Система по п.1, отличающаяся тем, что контролирует два параметра и подает сигналы от них на два разных наушника. 4. Система по п.1, отличающаяся тем, что имеет генератор эталонной частоты, включающийся по команде летчика, или периодически, или работающий на другой наушник. 5. Система по п.1, отличающаяся тем, что имеет звуковой эталон посадки, включающийся по команде летчика или автоматически на другой наушник при достижении контролируемым параметром заданного значения. 6. Система по п.1, отличающаяся тем, что имеет автоматический переключатель, отключающий ее при появлении сигнала на связном радиоприемнике ...

Способ управления полетом беспилотного летательного аппарата и беспилотная авиационная система

Группа изобретений относится к способу управления полетом БПЛА и беспилотной авиационной системе. Для управления полетом измеряют параметры положения и движения БПЛА, формируют управляющей системой по заранее запрограммированной траектории управляющие сигналы автоматического траекторного управления полетом, формируют по ним системой управления сигналы управления рулевыми приводами аэродинамических органов управления и силовой установкой, а при отказе управляющей системы осуществляют возврат на аэродром посадки, параметры которого запоминают в управляющей системе, и формируют сигнализацию для выдачи оператору на пункт управления. Беспилотная авиационная система содержит пункт управления и БПЛА, в котором находятся управляющая система, система управления, бортовые навигационные датчики. Обеспечивается повышение безопасности полета БПЛА. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове

Изобретение относится к управлению авиационным двигателем. Способ управления двухроторным газотурбинным двигателем самолета при останове заключается в уменьшении частоты вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления. При этом частоту вращения вала ротора высокого давления и вала ротора низкого давления уменьшают до достижения роторами одинаковой частоты вращения. Роторы зацепляют друг с другом обгонной муфтой, расположенной между валами, после чего частоту вращения роторов уменьшают до останова. Изобретение обеспечивает стабильную подачу масла к опорам двигателя на останове до полной остановки всех роторов двигателя, а также позволяет снизить эффект «прихватывания» вала ротора высокого давления при останове. 1 ил.

УСТРОЙСТВО АВТОМАТИЧЕСКОГО ВЫВЕДЕНИЯ САМОЛЕТА ИЗ РЕЖИМОВ СВАЛИВАНИЯ И ШТОПОРА В ШТАТНЫЙ РЕЖИМ ПОЛЕТА

Изобретение относится к авиационной технике. В состав устройства входит блок информационных датчиков угловых скоростей рыскания, крена и тангажа, а также датчиков вертикальной перегрузки, углов атаки, крена, тангажа и скоростного напора. Кроме того, имеются анализатор режимов полета, блок логики, приводы руля направления, элеронов и руля высоты и блок демпфирования самолета, обеспечивающий остановку вращения самолета во всем диапазоне углов атаки. Блок логики содержит задатчики пороговых значений угла тангажа, вертикальной перегрузки и скоростного напора, ограничители сигналов по углу тангажа и рассогласования по тангажу для канала руля высоты, ограничитель сигналов крена для канала элеронов, ограничитель сигналов по каналу руля направления, устройство сравнения типа "да-нет" заданного и текущего значений скоростного напора, два переключателя без самовозврата типа "да-нет", четыре переключателя без самовозврата типа "или-или" и пять суммирующих усилителей. Предложенное устройство характеризуется ...

КОМБИНИРОВАННЫЙ СПОСОБ ПЕРЕДВИЖЕНИЯ ОБЪЕКТОВ ПОСРЕДСТВОМ РЕШЕТЧАТОГО КАРКАСА С КЛАПАННЫМИ ПЛАСТИНАМИ (КЛАПАННОЙ РЕШЕТКИ) И РЕАКТИВНОГО ДВИЖЕНИЯ

Комбинированный способ передвижения объектов относится к способам передвижения, которые сочетают в себе различные принципы движения, отличающийся тем, что он включает в себя ранее не комбинированные принципы, такие как, принцип движения посредством клапанной решетки и принцип реактивного движения.

СИСТЕМЫ И СПОСОБЫ НЕРАЗРУШАЮЩЕГО КОНТРОЛЯ С УЧАСТИЕМ УДАЛЕННОГО СПЕЦИАЛИСТА

СПОСОБ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ПОЛЕТОВ В ЗОНЕ АЭРОДРОМА

Изобретение относится к авиации, а именно к способам осуществления полетов в зоне аэродрома. Целью изобретения является оптимизация маневрирования в районе аэродрома при наличии попутной составляющей вектора скорости ветра как при взлете, так и при посадке воздушных судов, что позволит снизить расход топлива и уменьшить затраты времени при заходе на посадку или при взлете. При осуществлении заявленного способа в течение по крайней мере части времени в суточном цикле работы аэродрома по крайней мере часть воздушных судов производит посадку на взлетно-посадочную полосу при наличии попутной составляющей вектора скорости ветра через коридор входа, обращенный в сторону аэродрома прилета, угловой диапазон ϕ между осью взлетно-посадочной полосы и осью коридора входа воздушного судна составляет v≤ ± 0,38 π, а взлет производят в направлении попутной составляющей вектора скорости ветра при аналогичном угловом диапазоне между направлением оси взлетно-посадочной полосы и направлением оси коридора выхода ...

СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). Способ управления аэродинамическими характеристиками гиперзвукового летательного аппарата включает установку плоских МГД-генераторов попарно симметрично относительно плоскости симметрии элементов оперения ГЛА, а между ними располагают магнитоэкранирующие пластины, выполненные из ферромагнитного материала с точкой Кюри, превышающей рабочую температуру элементов ГЛА, обеспечивающих устойчивость, управляемость и балансировку. Управляющие команды от бортовой системы управления подают на соленоиды плоских МГД-генераторов, расположенных под той обтекаемой поверхностью элементов оперения ГЛА, на которую производят управляющее усилие. Магнитоэкранирующую пластину изготавливают из кобальта. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей управления ГЛА по каналам тангажа, рыскания и крена. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

УСТРОЙСТВО ДЛЯ КОРРЕКЦИИ КУРСА И ВЕРТИКАЛИ

Устройство для коррекции курса и вертикали, состоящее из трехкомпонентного индукционного датчика магнитного курса с маятниковой подвеской чувствительных элементов, сельсина для формирования магнитного курса и дифференциального сельсина со следящими системами, отличающееся тем, что, с целью повышения точности определения магнитного курса в установившемся полете при возмущении маятниковой подвески силами от ускорения самолета, в нем установлены электромеханический фильтр и два множительных элемента, выдающие сигналы компенсации паразитных сигналов в выходных обмотках индукционного датчика.

CПOCOБ УПPABЛEHИЯ BЗЛETHO-ПOCAДOЧHOЙ MEXAHИЗAЦИEЙ KPЫЛA CAMOЛETA ПPИ BЗЛETE

Flight control system for aircraft, has actuator control electronics and actuators connected with each other through data network, where control electronics are connected in addition to another data network of redundant implemented system

The system has a redundant implemented system (10) for processing a flight control function to control an airplane with a control surface (40). Two computers (12, 14) and sensors (16, 18) i.e. global positioning sensors, are connected to a data network (50) accommodating the control surface. Actuator control electronics (22, 24) and actuators (30, 32) are connected with each other through another data network (60). The actuator control electronics are connected in addition to the former data network of the redundant implemented system, where the control surface is connected to the actuators.

Reglereinrichtung für Helikopter

Verfahren und System zur Detektion und ldentifikation eines vollständigen Verlusts der Steuerwirksamkeit einer Stellfläche in einem Flugsteuerungssystem eines Luftfahrzeugs

Verfahren zur Detektion und Identifikation eines vollständigen Verlusts der Steuerwirksamkeit einer aerodynamischen Stellfläche eines Flugsteuerungssystems eines Luftfahrzeugs, bei dem von einer Steuervorrichtung ein Steuersignal uc(t) erzeugt wird, das einen Aktuator veranlasst, einen mechanischen Aktuatorzustand u(t) einzunehmen, und der Aktuator zur Bewegung der Stellfläche über eine mechanische Verbindung mit der Stellfläche verbunden ist, wobei die Detektion des Verlusts der Steuerwirksamkeit der aerodynamischen Stellfläche folgende Schritte umfasst: 1.1. auf Basis des Steuersignals uc(t) und des Aktuatorzustands u(t) unter Berücksichtigung eines Modells, das den Aktuator und eine Dynamik der Stellfläche beschreibt, Ermitteln (101) eines Residuums r(t), 1.2. Ermitteln (102) eines Signals θr(t) als eine Näherung einer Signalnorm von r(t), 1.3. Vergleichen (103) des Signals θr(t) mit einem ersten Grenzwert τ1, wobei ein Verlust der Steuerwirksamkeit der aerodynamischen Stellfläche zu ...

Vorrichtung fuer die selbsttaetige Regelung der Brennstoffspeisung von Flugzeugen

Luftfahrzeug

Die Erfindung stellt ein Luftfahrzeug (10) mit den folgenden Merkmalen bereit: Das Luftfahrzeug (10) weist eine doppelwandige Außenhaut (11) mit einem Hohlraum (12) auf; und der Hohlraum (12) ist derart nach außen geöffnet, dass Frischluft den Hohlraum (12) durchströmen kann.

Aircraft takeoff

Improvements in and relating to Flying Machines.

... 25,752. Leib, A. Nov. 11. Steering and balancing.-In an aeroplane in which the wings are freely rotatable on the body z, Fig. 1, about the longitudinal axis of the machine, the rudder cords are arranged so as not to be affected by the relative movement of the parts. The rudder shaft B, Fig. 2, is connected to the body carrying the wings by a universal joint C and is provided with a sleeve E to which the actuating- cords m are attached. The cords pass over pulleys P on a ring M rotatable within a ring D secured to the body. In another arrangement, the wings rotate on rings on the body, and the shaft of the rudder is mounted in a tube so as to follow the rotary motion of the wings. The tube is adjusted by the pilot.

Improvements in and relating to Aeroplanes and other Machines.

... 18,661. Marþay, E. de, and Moonen, E. Oct. 22, 1909, [Convention date]. Planes, arrangement of; steering.-The main planes a, Fig. 9, of an aerial machine are secured to axles c inclined downwards and forwards so as to form a V. When the planes are moved towards the front, the angle of incidence is increased, and when moved to the rear, the angle of incidence is diminished. One plane may be advanced and the other drawn back, or they may be caused to fold back against each other. The planes may be connected to the rear vertical rudder d, as shown in Fig. 12, the steering-pillar being so constructed that the planes and rudder may be simultaneously or independently operated, and the planes may be disconnected from the steering-pillar. The pillar, Figs. 13 and 14, comprises a hollow shaft g with a wheel g<1> and sleeve g<2> keyed to it, and a rod j<1> working freely in the shaft g and fitted with a friction bearing j<5>. The sleeve g<2> has a friction flange g<3>, and between the bearings g< ...

An aircraft instrumentation system

Compensating parachute

... 787,102. Aircraft fitted with high lift devices. SOC. NATIONALE DE CONSTRUCTIONS AERONAUTIQUES DU NORD. Nov. 7, 1955 [Feb. 26, 1955], No. 31749/55. Class 4. An aircraft equipped with a high-lift device has also a device for compensating for any diving moment produced by the high lift device, comprising a parachute attached to the aircraft at a point above its centre of gravity, and means for deploying the parachute at the same time as the high lift device becomes operative. In Fig. 2, the elevators 2 are depressed for high lift by a jack 13 controlled by a pilot's control 11. When the jack nears the completion of its stroke, contacts 15 bridge contacts 14 and the cover 8 of the tail fin mounted parachute housing 4 is electrically released, whereupon the spring 10 ejects a pilot parachute 9 withdrawing the main canopy 3. In Fig. 6 an auxiliary line 26 extends from a pilot-controlled winch 19 to the apex of the canopy 3, whereby the pilot may controllably invert the canopy, varying the drag ...

Sustaining Surfaces for Flying Machines.

... 9531. Faulkner, S. April 19. Planes, arrangement and construction of; steering. - The supporting-plane a C D of an aeroplane is triangular in plan with the parts 1, 2 arranged at a slight angle upwards to one another. The points f, G are at the middle of the sides a C, a D. The centre of gravity 3 is below the plane so as to give in conjunction with the shape of the plane natural stability and soaring flight. The plane may be divided along the line a-b, and the parts pivoted about the point a to obtain variations in the speed of the machine.

PROCEDURE AROUND AN AIRPLANE IN THE FLIGHT FOR REFUELLING

Aircraft spiralling mechanism - B

Aircraft spiralling mechanism

System for aircraft in flight refueling

FLIGHT INDICATOR FOR AIRCRAFT, IN PARTICULAR A TRANSPORT AIRCRAFT, INTENDED TO PROVIDE THE THRUST GENERATED BY AT LEAST ONE ENGINE OF THE AIRCRAFT

L'indicateur de pilotage (1) comporte des moyens d'affichage (4) qui présentent, sur un écran de visualisation (5), un cadran (6) qui est gradué en pourcentage, dont le maximum représente la poussée maximale disponible pour 1a phase de vol actuelle, dans la configuration actuelle de l'aéronef et pour les conditions anémométriques actuelles, et qui est muni de signes caractéristiques (7, 8), dont les positions sur le cadran (6) représentent respectivement des poussées commandée et effective qui sont exprimées en pourcentage de la poussée maximale.

AUTOMATIC VELOCITY CONTROL SYSTEM FOR AIRCRAFT

A flight control system for an aircraft receives a selected value of a first parameter, which is either the airspeed or inertial velocity of the aircraft. A primary feedback loop generates a primary error signal that is proportional to the difference between the selected value and a measured value of the first parameter. A secondary feedback loop generates a secondary error signal that is proportional to the difference between the selected value of the first parameter and a measured value of a second flight parameter, which is the other of the airspeed and inertial velocity. The primary and secondary error signals are summed to produce a velocity error signal, and the velocity error signal and an integrated value of the primary error signal are summed to produce an actuator command signal. The actuator command signal is then used for operating aircraft devices to control the first parameter to minimize the primary error signal.

METHOD FOR CONTROLLING THE DECELERATION OF A GROUND VEHICLE

L'invention concerne un procédé de contrôle de la décélération d'un véhicule. Le procédé obtient de l'équipage du véhicule ou d'un opérateur extérieur des paramètres relatifs à sa position courante et sa vitesse courante. Puis il détermine une position et une vitesse de référence du véhicule, la position de référence étant une position théorique à atteindre par le véhicule. Enfin il détermine, à partir des paramètres renseignés et des paramètres de référence, une commande de décélération en vue d'aboutir à une position cible à une vitesse présélectionnée.

SYSTEM AND METHOD FOR LIMITING CYCLIC CONTROL INPUTS

A control system having a first loop configured to provide a longitudinal blowback value of a rotor blade during flight and a second loop associated with the first loop, the second loop being configured to provide a design maximum total flapping value and a lateral flapping value. A method includes calculating a flight control limit from the design maximum total flapping value and the lateral flapping value. An upper longitudinal cyclic control limit is calculated by adding the flight control limit to the longitudinal blowback value. A lower longitudinal cyclic control limit is calculated by subtracting the flight control limit from the longitudinal blowback value.

AIRCRAFT POWERPLANT, AIRCRAFT, AND PROCESS FOR PILOTING SAID AIRCRAFT

La présente invention concerne une installation motrice munie d'au moins un moteur et d'un moyen de contrôle dudit moteur. Le moyen de contrôle comprend une mémoire, ladite mémoire contenant des informations pour faire fonctionner ledit moteur selon au moins deux enveloppes d'utilisation distinctes durant un nombre d'heures de vol maximal, ces deux enveloppes comprenant une enveloppe permettant d'assurer un décollage à partir d'une plateforme et une autre enveloppe permettant d'assurer un décollage à partir de zones de décollage n'incluant pas les plateformes, chaque enveloppe d'utilisation comprenant au moins deux régimes d'utilisation distincts définis chacun par une puissance développée et une durée d'utilisation de cette puissance développée.

AUTOMATIC VELOCITY CONTROL SYSTEM FOR AIRCRAFT

DISPOSITIF DE COMMANDE POURVU DE DEUX MANCHES COUPLES

UNMANNED MOVING VEHICLE FOR MONITORING AND SYSTEM INCLUDING SAME

The present invention relates to an unmanned moving vehicle for monitoring and a system including the same and, more particularly, to a method of controlling an unmanned moving vehicle whose communication with a master unmanned device is disconnected. To this end, the unmanned moving vehicle system for monitoring includes a master unmanned device performing communication with a ground control system located on the ground; and an unmanned moving vehicle performing communication with the master unmanned device, flying in formation around the master unmanned device, and calculating a distance to other unmanned moving vehicle flying in formation when communication with the master unmanned device is disconnected.

DRONE FEATURING AT LEAST ONE PARACHUTE

La présente invention concerne un drone (100) muni d'un véhicule aérien (1), ledit véhicule aérien (1) comprenant un système de secours (15), ledit système de secours (15) comprenant au moins un parachute (20) et un dispositif de déploiement (35) pour ouvrir ledit au moins un parachute (20), ledit au moins un parachute (20) comprenant une voile (21) et une pluralité de suspentes (25). Le système de secours (15) comprend au moins deux servocommandes (40), chaque servocommande (40) présentant un bras (42) mobile relié à au moins une dite suspente (25) dudit au moins un parachute (20).

DRONE FEATURING AT LEAST ONE PARACHUTE

La présente invention concerne un drone (100) muni d'un véhicule aérien (1), ledit véhicule aérien (1) comprenant un système de secours (15), ledit système de secours (15) comprenant au moins un parachute (20) et un dispositif de déploiement (35) pour ouvrir ledit au moins un parachute (20), ledit au moins un parachute (20) comprenant une voile (21) et une pluralité de suspentes (25). Le système de secours (15) comprend au moins deux servocommandes (40), chaque servocommande (40) présentant un bras (42) mobile relié à au moins une dite suspente (25) dudit au moins un parachute (20).

DEVICES, SYSTEMS, AND METHODS FOR AUTONOMOUSLY LANDING UNMANNED AERIAL VEHICLES WITH COLLABORATIVE INFORMATION SHARING

The present disclosure includes devices, systems, and methods for autonomously landing unmanned aerial vehicles (UAVs) with collaborative information sharing and without a central coordinating entity. In one embodiment, the present disclosure includes an unmanned aerial vehicle including a communication interface, a memory; and an electronic processor. The communication interface is configured to establish a wireless communication link with one or more unmanned aerial vehicles. The electronic processor configured to autonomously coordinate landings at a landing strip with the one or more unmanned aerial vehicles to prevent collisions exchanging messages with the one or more unmanned aerial vehicles via the wireless communication link according to a collision avoidance protocol, and wherein the autonomous coordination occurs without a central coordination entity.

SYSTEM AND METHOD FOR SLOWING DOWN AIRCRAFT

Methods and systems for slowing down an aircraft having a propeller. The method comprises operating the propeller at a reference speed with the propeller blades in a first position, applying a load to the propeller to slow down a rotational speed of the propeller when the propeller is in a windmilling state or just before the propeller enters the windmilling state, adjusting the propeller blades to a second position in response to the load being applied, to increase the rotational speed of the propeller back towards the reference speed, and operating the propeller at the reference speed with the propeller blades in the second position.

CRUISE CONTROL FADEC LOGIC

The present invention provides an alternative to the auto-throttle integrated in an aircraft autopilot by restricting the conditions in which the system operates. The proposed system removes the auto-throttle function from the autopilot system and gives it directly to the Full Authority Digital Engine Control (FADEC). A Cruise Control mode is available to the pilot only under stable flight conditions.

METHOD FOR AUTOMATED STANDBY MESSAGE RESPONSE TO REDUCE PILOT AND AIR TRAFFIC CONTROLLER WORKLOAD

A method for communicating an automatic standby message in response to an electronic text message in a network is provided. The method comprises receiving a text message, starting a response timer for a first time period to respond, and monitoring whether a response message has been transmitted. If the response message has not been transmitted, a determination is made whether the respon se timer has reached a predetermined timing threshold. If the response timer has not reached the threshold, then the method continues to monitor whether the response message has been transmitted. If the response timer has reached the threshold without th e response message being sent, a STANDBY message is transmitted automatically and the response timer is restarted for a second time period. The method then monito rs whether the response message has been transmitted during the second time period. If the response message has not been transmitted during the second time period, a determination is made whether ...

ZOOM CLIMB PREVENTION SYSTEM FOR ENHANCED PERFORMANCE

A vehicle, such as an airplane sets a limit for a control variable used to deflect a control surface. The limit is set as a function of an unfavorable flight condition/target angle of attack and a rate of change of angle of attack so that a pilot control variable command is prevented from exceeding the limit to prevent the vehicle from reaching an unfavorable flight condition and/or exceeding a desired angle of attack limit.

FLIGHT CONTROL SYSTEM COMMAND SELECTION AND DATA TRANSPORT

An apparatus and method for controlling an actuator. A plurality of commands for the actuator are received from a number of primary controllers by a command lane and a monitor lane. The command lane selects a first selected number of commands from the plurality of commands using a selection rule. The monitor lane selects a second selected number of commands from the plurality of commands using the selection rule and generates a check value for the second selected number of commands. The first selected number of commands from the command lane and the check value from the monitor lane are combined to form an actuator control command message comprising the first selected number of commands and the check value. The actuator control command message is sent to an actuator controller for controlling the actuator.

CONTROL SYSTEM FOR ROTORCRAFT, ASSOCIATED ROTORCRAFT AND CORRESPONDING CONTROL METHOD

La présente invention concerne un système de commande (1) de giravion (4) comportant au moins un organe de commande (2) permettant de piloter un rotor (3, 13) d'un giravion (4), le giravion (4) comportant au moins trois trains d'atterrissage indépendants (5, 6, 7), chaque train d'atterrissage (5, 6, 7) comportant des moyens de détection (8) d'une force de réaction F1, F2, F3 du sol s'exerçant sur le train d'atterrissage (5, 6, 7) lorsque le giravion (4) est en contact avec le sol, le système de commande (1) étant apte à recevoir des informations issues des moyens de détection (8). L'invention concerne également le giravion (4) et une méthode de commande correspondant au système de commande (1).

METHOD AND SYSTEMS FOR RESTARTING A FLIGHT CONTROL SYSTEM

A flight control system (100) is provided. The flight control system includes at least one sensor (112) configured to collect data, a flight controller (110) coupled to the at least one sensor. The flight controller (110) includes a random access memory (RAM) device (144) configured to store at least one executable program in a first RAM sector and a second RAM sector of the RAM device, and a processor (140) configured to execute the at least one executable program from the first RAM sector to process the sensor data, and to output operational instructions, and at least one actuator (116) coupled to the flight controller, the actuator configured to receive and execute the operational instructions.

METHOD FOR MANAGING AIRCRAFT TAXIING

L'invention concerne un procédé de gestion d'un mouvement au sol d'un aéronef, l'aéronef comportant au moins un atterrisseur principal gauche et un atterrisseur principal droit qui comportent chacun des roues associées à des organes d'application de couple pour appliquer un couple sur les roues en réponse à une consigne générale, la consigne générale se décomposant en une consigne d'accélération longitudinale et une consigne de vitesse angulaire , le procédé comportant les étapes successives de décomposer la consigne générale, en des consignes de couple général à engendrer par l'organe d'application de couple associé à chaque roue.

TAKEOFF/LANDING TOUCHDOWN PROTECTION MANAGEMENT SYSTEM

An air/ground contact logic management system for use with fly-by-wire control systems in an aircraft. The system includes a first sensor configured to provide an output signal to determine when the aircraft is in a transition region. A logic management system is in communication with the first sensor and is configured to receive and process the output signal and classify a mode of the aircraft. A controller receives signal data from the logic management system and communicates with a control axis actuator to regulate a level of control authority provided to a pilot. The control authority is individually regulated within each integrator as a result of the individual landing gear states.

SYSTEMS AND METHODS FOR FLIGHT MANAGEMENT

Systems and methods for flight management are provided. One flight control system is provided that includes a flight management system configured to manage aircraft flight control including at least one of a flight path or an altitude for an aircraft. The flight control system also includes a flight parameter selection module configured to determine a Cost Index (CI) and cruising altitude for use by the flight management system to manage the aircraft flight control, wherein the determination is based on a flight cost and predicted weather along the flight path.

SYSTEM MANAGEMENT PROCESS FOR AIRCRAFT LANDING GEAR

L'invention concerne un procédé de gestion d'aéronef comportant des atterrisseurs portant un certain nombre de roues freinées, l'aéronef comportant : - un système de man uvre des atterrisseurs comportant des actionneurs de man uvre et d'accrochage des atterrisseurs et de trappes associées, - un système de freinage comportant des actionneurs de freinage des roues de l'aéronef; - au moins une unité de commande pour commander la man uvre des atterrisseurs et le freinage ; - au moins un boîtier de maintenance pour commander sélectivement au moins certains des actionneurs desdits systèmes alors que l'aéronef est dans l'état éteint lors d'opérations de maintenance de l'un ou l'autre des systèmes. Selon l'invention le procédé comporte l'étape d'activer le boîtier de maintenance alors que l'aéronef n'est pas à l'état éteint pour assurer, au moyen du boîtier de maintenance, l'actionnement des actionneurs reliés au boîtier de maintenance, notamment en cas de défaillance de l'unité de commande.

CONTROL SYSTEM FOR VEHICLES

A system for controlling flight of an aircraft has sensors (37, 43), a receiver (45), and a digital control system (57), all of which are carried aboard the aircraft. The sensors (37, 43) determine the position of the aircraft relative to the earth and the inertial movement of the aircraft. The receiver (45) receives transmitted data (51, 55) communicating the position and movement of a reference vehicle relative to the earth. The control system (57) calculates the position and velocity of the aircraft relative to the reference vehicle using the data from the sensors (37, 43) and the receiver (45) and then commands flight control devices (33) on the aircraft for maneuvering the aircraft in a manner that maintains a selected position and/or velocity relative to the reference vehicle. The system allows use of a graphical or tactile user interfaces.

ADAPTIVE PLATFORM FOR UNMANNED DEFENSE VEHICLES

A kit for building an adaptive unmanned CIED vehicle comprising a vehicle chassis having a locomotion system for moving the vehicle in an operating environment, and a controllable steering mechanism for steering the vehicle as it moves in the operating environment; one or more motors for coupling to the locomotion system to the controllable steering mechanism; a remote control unit for communication with and for controlling the one or more motors and the controllable steering mechanism; payload devices for performing tasks attributed to the vehicle; and a platform for providing the capability of adapting the vehicle to perform new tasks in view of evolution in the operating environment, the platform comprising: a casing for mounting on or in the vehicle chassis; a computing device for connection to a selection of payload devices from the payload devices, and a memory for storing computing instructions for controlling operation of the selection of payload devices; a power source for powering ...

MOTOR CONTROL LOADING SYSTEM AND METHOD

... 39 An apparatus and method for simulating a desired response in accordance with an external applied force. The apparatus includes a member which is responsive to the applied force, an actuator coupled to the member for exerting a torque on the member, a force sensor for detecting the applied force, and a torque sensor for detecting the torque exerted by the actuator. Signals from the force sensor are used to determine the system response based upon a desired relation. The force sensor signals also are used to determine the actual system response based upon the physical characteristics of the apparatus. The detected torque is compared with the desired and the actual system response, and as a result of the comparison the torque exerted by the actuator onto the member is adjusted accordingly so that the member performs the desired system response. The actuator is preferably an electric motor so that the apparatus can simulate any desired response, notwithstanding the physical characteristics ...

Dispositif de commande des ailes d'une machine aérienne.

Einrichtung zum Stabilisieren von Flugmaschinen.

Stabilisiervorrichtung für Flugzeuge.

Stabilisateur d'aéroplane.

Avion muni d'un dispositif stabilisateur.

METHOD AND DEVICE TO INCREASE THE NY STABILIZATION AND MANEUVERABILITY OF DRONE (UNMANNED FLYING VEHICLE) WITH USE OF GYROSCOPIC EFFECT

СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ПОВЫШЕНИЯ СТАБИЛИЗАЦИИ И МАНЕВРЕННОСТИ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ (БЛА) С ПРИМЕНЕНИЕМ ГИРОСКОПИЧЕСКОГО ЭФФЕКТА

Предлагаемое изобретение (способ и устройство) относится к системам управления и предназначено для повышения устойчивости и маневренности БЛА и может быть использовано для управления и коррекции различных динамических объектов, в том числе и малогабаритных спутников. Целью изобретения является уменьшение чувствительности БЛА к влиянию ветра и турбулентности без увеличения скорости полета, а также повышение устойчивости и одновременно маневренности. Для улучшения указанных параметров БЛА наряду с компенсацией гироскопического и реакции моментов винта необходимо увеличивать кинетический момент с помощью гироскопа. Это достигается тем, что гироскоп устанавливается относительно центра тяжести БЛА напротив винта (при заднем расположении винта гироскоп устанавливается в передней части), вращение ротора гироскопа направлено против вращения винта (ось вращения ротора гироскопа и винта находятся на одной прямой); устройство, обладающее высоким кинетическим моментом, становится менее чувствительным ...

METHOD OF AERONAUTICS

СИСТЕМА ДИСТАНЦИОННОГО УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Система дистанционного управления движением беспилотного летательного аппарата состоит из системы автоматического управления, видеокамеры, устройства управления видеокамеры, георегистратора, аэрокартографа, видеоархива на борту летательного аппарата, радиолинии и наземной аппаратуры с радиолинией, аппаратуры формирования команд управления беспилотным летательным аппаратом, дисплеем внешнего пилота и видеоархива внешнего пилота. В систему включен блок переключения управления беспилотным летательным аппаратом от системы автоматического управления к внешнему пилоту и в обратном направлении, а устройство управления видеокамерой состоит из сервопривода, который компенсирует угол наклона видеокамеры по крену.

Способ моделирования потери пространственной ориентации летными экипажами и определения рисков крупных кренов

Способ моделирования потери пространственной ориентации (ППО) летными экипажами и определения рисков крупных кренов заключается в том, что определяют по вероятным распределениям полета область приемлемых и неприемлемых рисков. При этом при полетах в нормальных условиях определяют нормальное распределение параметров полета, проводят преобразования по модулю знакопеременных параметров (крена), осуществляют статистическую обработку модульных гистограмм, сглаживание модульных гистограмм по методу наименьших квадратов, проводят выделение канонической части модульного распределения параметров, проверку по критериям согласия канонической части (Колмогоров, Пирсон), определение и аппроксимацию «хвоста» неканонической части, определение зоны повышенного риска по соотношению площади канонической части и "хвоста" распределения, измеряют уровень риска как соотношение площадей, оценивают уровень риска по приемлемости или неприемлемости, проводят антистрессовую подготовку летных экипажей воздушных судов ...

ЛІТАЛЬНИЙ АПАРАТ ПАВЛОВСЬКОГО

Літальний апарат містить фюзеляж, аеродинамічні крила, закріплені уздовж фюзеляжу, пропелери, двигун, трансмісію та шасі. Фюзеляж оснащений порожнистою камерою, розташованою у верхній його частині, усередині якої встановлені пропелери, що не виступають за габарити останньої. Камера має бічні отвори з поворотними заслінками і торцеві клапани. Крила виконані цільними або складаються щонайменше з двох частин і розташовані напроти отворів камери з можливістю нахилу у горизонтальній площині на поворотній осі.

СПОСІБ ЛІТАКОВОДІННЯ З ЗАПОБІГАННЯМ НЕСАНКЦІОНОВАНОГО ДОСТУПУ ДО КЕРУВАННЯ ПОЛЬОТОМ І ПРИСТРІЙ ДЛЯ ЙОГО ЗДІЙСНЕННЯ

Спосіб літаководіння з запобіганням несанкціонованого доступу до керування польотом полягає в тому, що процес літаководіння здійснюють шляхом впливів пілота й автопілота. Допускають безпосереднє втручання наземних диспетчерів керування повітряним рухом (КПР) шляхом формування керуючих сигналів корекції плану польоту й ешелонування, передаючі їх на борт літака і введення в обчислювальну систему літаководіння (ОСЛ) (або FMS - Flight Management System). В ручному режимі літаководіння впливають на аеродинамічні рулі літака і на систему керування двигунами для виконання заданого плану польоту на основі наявної навігаційної інформації і команд диспетчера КПР за допомогою системи поліпшення стійкості і керованості (СПСК) і електронних систем керування двигунами (ЕСКД). В автоматичному режимі літаководіння формують керуючі впливи на аеродинамічні рулі літака за допомогою обчислювальних систем керування польотом (ОСКП) і тягою (ОСКТ). Необхідні значення параметрів польоту, що підлягають стабілізації ...

A method for stabilization of FLIGHT of unmanned aircraft at barrage trajectories

AERO SPATIAL CONTINUOUS WAY RELAY SEARCH AND RESCUE INFORMATION IN TERMS OF EMERGENCY SITUATION

КОМБІНОВАНИЙ СПОСІБ АВТОМАТИЧНОГО ЗАПОБІГАННЯ ЗІТКНЕННЮ ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ З ПЕРЕШКОДАМИ

Комбінований спосіб автоматичного запобігання зіткненню літальних апаратів з перешкодами полягає у обчисленні місцезнаходження літальних апаратів і комплексному використовуванні початкової інформації. Місцезнаходження обчислюють з урахуванням висоти при маневрах, похибки виміру і дотримування висоти в тримірній ортодромічній системі координат відносно наземних перешкод, введених в глобальну базу даних бортової обчислювальної машини.

СПОСІБ АВТОНОМНОЇ АВТОМАТИЧНОЇ ПОСАДКИ ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ

Спосіб автономної автоматичної посадки літальних апаратів (ЛА) включає визначення трьох складових швидкості і прискорення, задання трьох складових швидкості і прискорення в розрахункову точку дотику ЛА на злітно-посадкову смугу (ЗПС), формування опорної траєкторії зниження і з точки початку зниження, яка знаходиться на відстані від розрахункової точки дотику, визначення відхилення ЛА від опорної траєкторії зниження, додаткове задання граничного значення висоти польоту і бокового відхилення від вертикальної площини, яка проходить через вісь ЗПС. Висоту польоту, горизонтальну дальність до розрахункової точки дотику відхилення ЛА від вертикальної площини, яка проходить через розрахункову точку дотику і вісь ЗПС, знаходять на основі обчислення дворазово скоректованих просторових ортодромічних координат ЛА (при вході в район аеродрому і в сектор заходу на посадку), опорну траєкторію зниження формують на основі програмних просторових ортодромічних координат точок схеми заходу на посадку з глобальної ...

Three-axis aircraft

Landing control method for unmanned aerial vehicle with fixed wings

Avion et procede et appareillage pour son pilotage

L'invention concerne un avion et un procede et un appareillage pour son pilotage. Des detecteurs de forces/moments 20, 22, 24, 26, 28, 36, 38, 40, 42 sont integres dans des joints elastiques de liaison de parties et dispositifs de l'avion 10; les differentes composantes de forces/moments, determinees par les detecteurs, sont traitees de maniere a produire des signaux de commande servant a optimiser le pilotage de l'avion; les joints elastiques sont notamment prevus dans les trains d'atterrissage, les liaisons ailes-fuselage, les volets d'ailes, les suspensions-moteurs, l'empennage, etc., ce qui permet d'ameliorer la securite au decollage, en vol et a l'atterrissage.

AIRCRAFT MISSION CALCULATION SYSTEM COMPRISING A MISSION STAGE

Braking system for e.g. civil plane, has additional engine functioning in opposite direction of existing engine, pushing plane towards back either in air or on ground before landing and functioning only after stopping of existing engine

Ce dispositif est un système de freinage par des moteurs supplémentaires qui fonctionnent en sens inverse des moteurs actuels. Ce dispositif peut fonctionner pour l'aviation civile ou militaire. Ce dispositif peut être utilisé aussi pour orienter l'avion. Ce dispositif peut réduire la piste d'atterrissage de l'aviation civile et facilite l'atterrissage des avions militaires sur un porte avions.

Flying machine

COMMUNICATION SYSTEM AND METHOD FOR CONTROL AND CHECKING AT LEAST A PERIPHERAL

MOTOR AND CONTROL SURFACES FOR AIRCTRAFT

En première caractéristique, le dispositif selon l'invention, permet de suppléer l'empennage. Il comporte un embout à rotule grand format proportionnellement au réacteur. L'embout à rotule est réalisé en deux sections symétriques pour faciliter un assemblage compact et corps à corps autour du réacteur, puis l'ensemble fixé corps à corps à l'avion au fuselage de l'arrière train. En deuxième caractéristique, le dispositif comporte deux vérins fixés en parallèle, autour du dispositif à 90° d'angulation, en premier ordre par l'extrémité côté piston de chacun, sur l'embout rotule du réacteur, et en deuxième ordre par l'autre extrémité autour du réacteur, pour réaliser deux translations rectilignes indépendantes et simultanées, qui actionnent le réacteur en un mouvement vertical autour d'un axe horizontal, et un autre mouvement horizontal autour d'un axe vertical, autorisant une rotation dans tous les degrés de liberté de mouvement dans l'espace, selon les manœuvres sollicitées, contrôlé par ...

VIDEO-SURVEILLANCE METHOD USING AT LEAST ONE DRONE IS AUTONOMOUS AND DEVICE THEREFOR

PLANE AND PROCESS AND EQUIPMENT FOR ITS PILOTING

Vehicle disconnection and operation facilitating device, has operability systems positioned at arms' end, positioned perpendicular to opening system and directed by other motors fixed on driving motors to direct vehicle

Le dispositif permet de faire décoller et manoeuvrer un engin quand l'utilisateur actionne un moteur (1) faisant tourner une bague (6) et (7) sur laquelle est maintenu des tiges (10) et (14) permettant de créer un superflu de force centrifuge et exercer une pression conséquente sur un système de maintien (20) fixé sur une tige cylindrique (25) passant dans l'arbre creux (2) du moteur (1). La tige cylindrique (25) dispose d'une embase (34) sur laquelle est fixé un roulement cônique (32) relié sous le moteur (1) par des vérins (31 ) permettant de régler la poussé des tiges (14) sur le système de maintien (20). Des bras (35) fixés (36) au moteur (1) permettent de fixer sur leurs embouts, des systèmes (38) identiques au système décrit précédement et positionnés perpendiculairement à celui-ci, il permet de manoeuvrer l'engin.

인지과학을 적용한 항공기 제어 시스템

... 본 발명은, 조종사의 뇌파를 측정하는 뇌파측정부, 항공기 운용시 뇌파측정부로부터 획득된 뇌파정보를 포함하는 데이터 베이스부, 뇌파정보와 측정된 뇌파를 매칭시키며, 측정된 뇌파와 매칭된 명령을 발생시키는 제어부를 포함하는 인지과학을 적용한 항공기 제어 시스템에 관한 것이다. 본 발명에 따른 인지과학을 적용한 항공기 제어시스템은 인지과학을 적용하여 조종사의 뇌파를 측정하고 기존의 데이터 베이스에서 정규화된 입력으로 전환 가능하므로 조종사의 전장상황 제어능력 및 조작 속도를 직접적으로 향상시킬 수 있는 효과가 있다.

MÉTODO DE VOO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO

Rastreamento de publicidade online usando serviços de pagamento.

A SYSTEM AND METHOD FOR PROVIDING AND MANAGING ELECTRICITY

A system and method for providing power to and monitoring the energy usage includes at least one electrical control unit having an unmanned vehicle, at least one electrical control unit, a sensor enabled to monitor a given condition; a power source; a processor configured to be in communication with the at least one sensor and said power source, said processor further configured to manage communications with said management system; an unmanned vehicle releasibly coupled to said electrical control unit, said processor being adapted to release said unmanned vehicle to enable the unmanned vehicle to separate from said electrical control unit, wherein said sensor is enabled to monitor at least one of the following: voltage, current, real power, apparent power, reactive power, frequency, total harmonic distortion, arc fault, plug loads, power factor, GFI, AFI, light, temperature, humidity, methane, carbon monoxide, motion, thermal, occupancy, radio frequency, audio, video, infrared, and combinations ...

HIGH-LIFT, LOW-DRAG, STALL-RESISTANT AIRFOIL

Method and apparatus embodiments of the present invention are disclosed wherein wing-rotor configurations having rotors (220) passing within arcuate cut-outs (108) of an airfoil (102) provide aerodynamically high lift, low-drag capabilities including high stall angles via the placement of the center of rotor rotation (122) aft of the chord (124) of the arcuate cut-out (108) co-linear with the trailing edge (106) of the wing. In addition, wing-rotor-propeller configurations (1010, 1340) provide aerodynamically high lift, low-drag and forward thrust capabilities for all vehicles moving through gaseous fluids and particularly including applications for air vehicles and watercraft. Also, wing leading edge air-blowing systems (801) augment the example configurations for enhanced performance including substantially vertical take-off and landing of air vehicules.

Semantics based safe landing area detection for an unmanned vehicle

A method for determining a suitable landing area for an aircraft includes receiving signals indicative of Light Detection And Ranging (LIDAR) information for a terrain via a LIDAR perception system; receiving signals indicative of image information for the terrain via a camera perception system; evaluating, with the processor, the LIDAR information and generating information indicative of a LIDAR landing zone candidate region; co-registering in a coordinate system, with the processor, the LIDAR landing zone candidate region and the image information; segmenting, with the processor, the co-registered image and the LIDAR landing zone candidate region to generate segmented regions; classifying, with the processor, the segmented regions into semantic classes; determining, with the processor, contextual information in the semantic classes; and ranking and prioritizing the contextual information.

Actuator and flap arrangement with actuator interconnection

An actuator and flap arrangement includes a flap, movable relative to a support structure, and two actuators. Each actuator has a portion fixed relative to the support structure, a portion movable relative to the fixed portion and connected to the flap for transfer of motor force to flap upon movement of the movable portion, and a motor for moving the movable portion relative to the fixed portion. The arrangement also includes a device interconnecting the two actuators for transferring motive force between the two actuators.