ИНТЕГРИРОВАННЫЙ МЕХАНИЗМ "ВИППЕР" ПОДГОТОВКИ И ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ДИСТАНЦИОННОГО МОНИТОРИНГА И БЛОКИРОВАНИЯ ПОТЕНЦИАЛЬНО ОПАСНЫХ ОБЪЕКТОВ, ОСНАЩАЕМЫЙ БЛОЧНО-МОДУЛЬНЫМ ОБОРУДОВАНИЕМ И МАШИНОЧИТАЕМЫМИ НОСИТЕЛЯМИ БАЗ ДАННЫХ И БИБЛИОТЕК СМЕННЫХ ПРОГРАММНЫХ МОДУЛЕЙ

Группа изобретений относится к интегрированным механизмам подготовки и осуществления процессов дистанционного мониторинга и блокирования (предотвращения, подавления, разрушения, уничтожения и т.п.) угрожающих состояний потенциально опасных объектов (ПОО) наземных пространственно рассредоточенных организационно-технических систем (ОТС), оснащенных вычислительными, связными и другими радиоэлектронными средствами, функционирующими в реальном масштабе времени в различных диапазонах спектра электромагнитного излучения. Технический результат - осуществление дистанционного мониторинга и блокирование ПОО ОТС с помощью дистанционно управляемых средств измерения признаков их угрожающих состояний, их обработки, идентификации и предотвращения негативных вариантов развития таких состояний. Согласно изобретению автоматизированный комплекс включает малогабаритные беспилотные летательные аппараты, устанавливаемые в отделяемые головные части реактивных снарядов залпового огня, автоматизированные транспортно-пусковую ...

ВОЗВРАЩАЕМЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Использование: для имитации действий корабельного противолодочного вертолета при помощи возвращаемого беспилотного летательного аппарата. Сущность изобретения: на беспилотном летательном аппарате установлены в модуле газотурбинного двигателя преобразователь шумов, в совокупности с двигателем имитирующий шумы силовой установки корабельного противолодочного вертолета, в модуле бортового разведывательного оборудования - имитатор приводнения сбрасываемых радиогидроакустических буев и устройство установки и сброса взрывных источников звука, снаряженное комплексом взрывных источников звука, в бортовом цифровом вычислительном комплексе модуля системы управления дополнительно формируются команды на включение преобразователя шумов, имитатора сбрасываемых радиогидроакустических буев взрывных источников звука, а также получаются сигналы от перечисленных устройств об их успешном функционировании. 1 ил.

САМОЛЕТ С НЕСУЩИМ КОРПУСОМ

Изобретение относится к авиации. Самолет содержит фюзеляж с пилотским и грузопассажирским отделениями, в хвостовой части которого установлены вертикальный стабилизатор с рулем направления и горизонтальные стабилизаторы. Внутри фюзеляжа размещен маршевый двигатель, посадочное шасси. Фюзеляж выполнен в форме корпуса прямоугольного сечения, спереди и сзади переходящий в обтекаемые аэродинамические формы. На нижней площадке корпуса, представляющей собой прямоугольную платформу, выполнены глухие, открывающиеся вниз каналы. Каналы выполнены с наклоном в сторону хвостовой части. Дно каждого из каналов параллельно продольной оси фюзеляжа. Спереди фюзеляжа установлены дополнительно два горизонтальных стабилизатора. На всех горизонтальных стабилизаторах установлены закрылки и элероны, размещенные последовательно друг за другом. Закрылки соединены с гидромеханизмами привода, а элероны посредством гидромеханического привода соединены с пультом управления самолетом. Предложенная конструкция самолета ...

ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. Технический результат - повышение КПД, удельного импульса и ресурса работы лазерного ракетного двигателя. Лазерный ракетный двигатель (ЛРД) (вариант 1) содержит систему двух отражающих (3) и фокусирующих (4) зеркал, расположенных в герметичной предварительной камере (5), сообщенной с камерой поглощения (7) посредством газодинамического окна (6), систему подачи рабочего тела, сверхзвуковое сопло (8), тракт охлаждения (9). Вход для лазерного излучения в предварительную камеру (5) обеспечивается двумя твердыми охлаждаемыми окнами (2), прозрачными для применяемого вида лазерного излучения, при этом давление в предварительной камере (5) выше, чем в камере поглощения (7), а два зеркала (1), отражающие внешнее лазерное излучение, расположены снаружи лазерного ракетного двигателя. ЛРД (вариант 2) содержит систему конического отражающего (3) и фокусирующего (4) зеркал, расположенных ...

СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫМ ПРИВЯЗНЫМ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРАТОМ И БЕСПИЛОТНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС

Изобретение относится к области авиации, в частности к способу управления беспилотным летательным аппаратом (БПЛА) и беспилотным авиационным комплексам (БАК). БАК содержит наземную станцию, БПЛА с движителем, привязь, включающую силовой трос, связывающий наземную станцию с БПЛА, и многофункциональный кабель, а также механизм для регулирования длины привязи, и систему управления положением и стабилизации БПЛА, включающую датчики его пространственного положения. При управлении БПЛА обеспечивают режим его движителя, при котором подъемная сила превышает вес БПЛА вместе с привязью. Высоту подъема БПЛА задают длиной силового троса, а управление положением и стабилизацию БПЛА осуществляют с помощью отдельного управляющего троса, длину которого изменяют по сигналу датчиков, фиксирующих пространственное положение БПЛА. Механизм для регулирования длины управляющего троса может быть установлен на наземной станции комплекса или в носовой части летательного аппарата. В последнем случае управляющий трос ...

СПАСАТЕЛЬНЫЙ ЭКРАНОПЛАН

Изобретение относится к морским летательным аппаратам и касается экранопланов, использующихся при поисково-спасательных работах. Спасательный экраноплан является тримаранным судном и содержит три фюзеляжа-корпуса, соединенные между собой прямоугольными крыльями. Центральный фюзеляж-корпус выдвинут вперед. Крайние фюзеляжи-корпуса в хвостовых оконечностях снабжены аппарелями, а палуба снабжена ролинговой дорожкой. Спуско-подъемные устройства для спуска и подъема спасательного подводного аппарата выполнены в виде гидравлического устройства. На экраноплане установлен автоматизированный навигационный комплекс, в состав которого входит модуль гидрометеорологической информации, эхолот, совмещенный индикатор, выполненный в виде электронной картографической навигационной информационной системы, высотомер, выполненный в виде радиовысотомера малых высот с функциями измерителя высоты движения экраноплана и параметров морского волнения. В состав средств поиска входит параметрический гидролокатор, гидролокатор ...

Способ воздушных перевозок

Изобретение относится к транспортной системе для воздушных перевозок людей и грузов. Согласно способу воздушных перевозок людей и грузов, преимущественно использующих по крайней мере одно воздушное транспортное средство, привод которого находится, полностью или частично, за пределами данного воздушного транспортного средства, используют по меньшей мере одно наземное тяговое транспортное средство, по меньшей мере одно буксируемое воздушное бортовое транспортное средство. Используют также буксирный трос с концевыми крепежными звеньями, соединяющий наземное транспортное тяговое средство и бортовое воздушное транспортное средство. При этом буксирный трос присоединяют/отсоединяют к/от воздушному/ого транспортному/ого средству/a и/или к/от наземному/ого транспортному/ого средству/a на любом конце буксирного троса. В результате повышается эффективность воздушных перевозок людей и грузов на дальние расстояния и одновременно обеспечивается безопасность таковых. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 6 ил.

БЕСПИЛОТНЫЙ УДАРНЫЙ КОМПЛЕКС С ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИЕЙ КРЫЛА

Изобретение относится к автоматическим авиационным ударным комплексам. Беспилотный ударный комплекс содержит летательный аппарат с боевым элементом и снабжен блоком управления, спутниковой навигационной системой, видеокамерой, дальномером, электрически связанным с блоком управления. Блок управления обеспечивает срабатывание боевого элемента при заданном расстоянии до цели. Крыло аппарата состоит из неподвижной и отделяемой частей. Неподвижная часть крыла жестко закреплена на корпусе БЛА, отделяемая часть механически связана с неподвижной разрушаемым соединением и подпружиненными штифтами, входящими во втулки внутри неподвижной части. В качестве разрушаемого соединения применена скоба с встроенным пироэлементом с пиротолкателем, при срабатывании которого ликвидируется механическая связь и пружины выталкивают штифты из втулок. При полном выдвижении штифтов из втулок отделяемая часть отделяется от неподвижной. Обеспечивается возможность длительного барражирования и скоростного пикирования ...

БЕСПИЛОТНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям беспилотных авиационных комплексов (БАК). БАК состоит из беспилотного кольцеплана-синхроптера и транспортно-пускового контейнера. Кольцеплан-синхроптер содержит снаружи круглого крыла четыре гондолы, двигатели, приводящие посредством трансмиссии винты, четырехопорное шасси с неубирающимися амортизационными стойками и выполнен по аэродинамической схеме "бесхвостка" с упомянутым кольцевым корпусом-крылом, снабженным стреловидными консолями крестообразного внешнего крыла на концах гондол, и концепции ярусного расположения перекрещивающихся винтов. Винты установлены на удлиненных V-образных выходных валах, образующих V-образные редукторы, наклоненных на углы 15° от вертикали соответственно как от, так и вдоль плоскости симметрии. Главный редуктор смонтирован внутри корпуса-крыла на профилированных ребрах жесткости и стреловидных секциях внутреннего крыла. Обеспечивается увеличение весовой отдачи, улучшение поперечной ...

Летательный аппарат

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к винтокрылым летательным аппаратам с двумя и более винтам. Летательный аппарат содержит средства тяги с несущими винтами и фюзеляж с выносными балками, на которых установлены рамы с возможностью поворота вокруг оси балок на угол 360°. При этом средства тяги с несущими винтами размещены в кольцевых каналах, установленных в рамах с возможностью поворота на угол 360° вдоль оси балок фюзеляжа. Обеспечивается повышение маневренности и упрощение конструкции летательного аппарата. 3 ил.

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ЯДЕРНОЙ БОЕГОЛОВКОЙ

Изобретение относится к области авиации. Беспилотный летательный аппарат содержит фюзеляж, боеголовку, крыло постоянной площади, крыло изменяемой площади, турбореактивные двигатели и ракетный ускоритель. Аппарат снабжен силовой установкой, имеющей два гребных винта, которые расположены снаружи на нижней задней части фюзеляжа, крыло изменяемой площади выполнено обратной стреловидности из телескопически выдвигающихся частей, а крыло постоянной площади выполнено прямой стреловидности с элевонами. Изобретение направлено на повышение маневренности. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ДИСТАНЦИОННОГО МОНИТОРИНГА ОБЪЕКТОВ ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИКИ

Изобретение относится к электроэнергетике и может быть использовано для диагностики и локации дефектов в изоляции линий электропередачи, отклонения опор от вертикального положения, электрических пробоев и механических разрушений элементов изоляторов; для контроля уровня топлива, масла, температуры, охлаждающих жидкостей и т.д. Техническим результатом является повышение качества дистанционного мониторинга объектов электроэнергетики. Устройство для дистанционного мониторинга объектов электроэнергетики содержит модуль спутниковой навигации, а также ультрафиолетовый дефектоскоп, тепловизионную камеру, видеокамеру высокого разрешения и лазерный дальномер, которые соединены с управляющим микроконтроллером, антенну, не менее четырех коллекторных электродвигателей, аккумуляторную батарею, объектив видеокамеры высокого разрешения установлен в отверстие, выполненное в нижней части корпуса, его диаметр чуть меньше половины высоты корпуса приборного отсека, объективы ультрафиолетового дефектоскопа ...

Способ определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) для контроля аэродинамической идентичности по числам Рейнольдса траекторий полёта модели и натурного изделия при проведении опережающих лётных исследований

Изобретение относится к летным испытаниям (ЛИ) моделей летательных аппаратов (ЛА) и непосредственно самих ЛА, а именно к способам определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА). Способ включает измерения высоты, скорости полета, углов атаки и крена, необходимых при тех же углах атаки в зависимости от чисел Маха, что и для натурного изделия, бортовые измерения температуры, давления и плотности атмосферы, при этом производят управление углом крена в полете согласно алгоритму. При этом непрерывно в процессе полета по траектории снижения вычисляют необходимые углы крена для модели, обеспечивающие полет модели ГЛА по траектории, удовлетворяющей критерию подобия по числам Re≅Re, соответствующие заданным числам Рейнольдса натурного изделия. Для этого по результатам траекторных измерений скорости полета, высоты и бортовых измерений температуры, давления, плотности атмосферы вычисляют параметры набегающего потока и по ним - значения коэффициента ...

СИСТЕМА И СПОСОБ ЗАХВАТА И УБОРКИ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В ГРУЗОВОЙ ОТСЕК САМОЛЕТА, И ШВАРТОВОЧНЫЙ УЗЕЛ СИСТЕМЫ

Изобретение относится к авиации. Система захвата и уборки беспилотного летательного аппарата в грузовой отсек самолета содержит складной каркас, швартовочный узел и трос. Складной каркас содержит последовательно соединенные крепежную часть (5), фиксируемую во внутреннем пространстве грузового отсека самолета, поворотную часть (6), закрепленную одним концом на крепежной части с возможностью поворота, и пространственную раму (7), шарнирно закрепленную на другом конце поворотной части (6) складного каркаса. Пространственная рама (7) представляет собой две параллельные балки, соединенные дугообразными поперечными элементами. Швартовочный узел содержит соединяемые конус первичного контактирования и швартовочный конус (4), укрепленный на пространственной раме (7) складного каркаса. Конус первичного контактирования закреплен на одном конце троса, который своим другим концом закреплен на наматывающем устройстве, зафиксированном на складном каркасе. Достигается повышение безопасности захвата и возврата ...

Способ определения местоположения потерявшегося человека с мобильным устройством

Изобретение относится к способу определения местоположения потерявшегося человека с мобильным устройством. Для определения местоположения потерявшегося человека используют предварительно вычисленное определенным образом число N беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), каждый из которых снабжен портативным имитатором базовой станции, модулем глобального позиционирования с круговой антенной и возможностью триангуляции источника сигнала, приемопередатчиком для организации беспроводной связи между БПЛА и сети БПЛА с наземным блоком управления поисково-спасательного пункта (ПСП), при этом разворачивают ПСП в районе, максимально приближенном к месту, в котором предположительно потерялся человек, запускают N БПЛА, осуществляют облет зоны поиска определенным образом, производят поиск сигналов абонентского терминала потерявшегося человека каждым БПЛА, измеряют мощность сигнала для определения близости к цели поиска, дают команды для перемещения в зону поиска двум соседним БПЛА, с помощью которых ...

БЕСПИЛОТНЫЙ КОМБИНИРОВАННЫЙ ВИНТОКРЫЛ

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Беспилотный комбинированный винтокрыл имеет два винта в поворотных кольцевых каналах, смонтированных по бокам несущего центроплана-отсека, в котором размещаются двигатели и главный редуктор с валами, проложенными внутри крыла. Винтокрыл выполнен по двухбалочной схеме с движительно-несущей системой и концепции распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ), расположенных по схеме РТРВ-Х2+2, включающей наряду с двумя меньшим винтами в поворотных кольцевых каналах разновеликие винты, установленные на поворотном секторе-пилоне, смонтированном на центроплане крыла над центром масс. Пилон снабжен редуктором перекрещивающихся винтов с верхним расположением V-образных выходных валов, имеющих угол между их осями вращения равный 30°. Достигается упрощение продольной балансировки при висении и улучшение поперечно-продольной управляемости. 1 ил., 1 табл.

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Летательный аппарат (ЛА) может быть использован для перемещения по воздуху и зависания над землей. Он закрепляется на летчике или устройстве дистанционного управления. ЛА оборудован опорным устройством, приводным устройством с поршневым двигателем, соединенным с рабочим колесом лопастного компрессора с помощью приводного вала. ЛА оснащен по меньшей мере двумя удлинительными трубами, заканчивающимися соплами, расположенными сбоку рядом с грузом или летчиком над общим центром тяжести ЛА. Регулируя положение сопла, изменяют направление выходящего потока воздуха, необходимого для создания подъемной силы. Лопастной компрессор оснащен всасывающим диффузором, расположенным горизонтально над летчиком или грузом. Приводной вал привода лопастного компрессора установлен практически в вертикальном положении. Поток воздуха, создаваемый рабочим колесом компрессора, выходит с дозвуковой скоростью через удлинительные трубы. Преимущество этого ЛА заключается в том, что он имеет небольшую массу, высокий ...

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

... 1. Беспилотный летательный аппарат, содержащий планер, силовую установку с электродвигателем и блоком питания в виде электрического аккумулятора, бортовое оборудование, включающее в себя функционально связанные между собой блок аппаратуры наблюдения, приемопередающий блок, приемопередающую антенну и пилотажно-навигационную систему, планер содержит фюзеляж, крыло и оперение, отличающийся тем, что электрический аккумулятор состоит, по меньшей мере, из одного топливного элемента, размещенного в кассете, крыло выполнено с полостью и оснащено элементами крепления кассеты. ! 2. Беспилотный летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что крыло содержит центроплан, соединенный с фюзеляжем, и отъемные части крыла, соединенные с центропланом, центроплан выполнен с полостью и оснащен элементами крепления, по меньшей мере, одной кассеты с топливными элементами. ! 3. Беспилотный летательный аппарат по п.2, отличающийся тем, что отъемные части крыла соединены с центропланом посредством разъемного соединения ...

КОЛОНКА СООСНОГО ВИНТА БЕСПИЛОТНОГО ВЕРТОЛЕТА

Полезная модель относится к авиационной технике и может быть применена при создании новых конструкций колонок соосных винтов беспилотных вертолетов. Техническим результатом данной полезной модели является создание системы дистанционного управления, которая повышает функциональность колонки соосного винта для дистанционного управления полетом соосного беспилотного вертолета. Указанный технический результат достигается за счет того, что колонка соосного винта беспилотного вертолета содержит редуктор, два соосных несущих винта, вращающихся в противоположных направлениях, цепи управления каждым из несущих винтов, включающие два автомата перекоса и механизм управления общим и дифференциальным шагом несущих винтов, систему дистанционного управления, содержащую контроллер и сервопривод продольно-поперечного управления, контроллер и сервопривод общего шага, контроллер и сервопривод путевого управления, контроллер и сервопривод дифференциального управления циклическим шагом, бортовой контроллер ...

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ

Полезная модель относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха и касается аппаратов вертикального взлета и посадкиТехнический результат - расширение диапазона использования беспилотного летательного аппарата за счет усовершенствования конструкции.Беспилотный летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой, содержащий корпус, выполненный с возможностью уравновешивания веса летательного аппарата на расчетных скоростях горизонтального полета, закрепленные снаружи по бокам корпуса четыре силовых агрегата, по два с каждой стороны, силовые агрегаты каждого бока расположены симметрично по отношению друг к другу относительно вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось корпуса, и имеют возможность поворота в местах своего закрепления вокруг горизонтальной оси, перпендикулярной вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось корпуса, причем каждый силовой агрегат выполнен из защитного корпуса, внутри которого расположены два электродвигателя с воздушными винтами изменяемого ...

МАЛОГАБАРИТНЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к специальной робототехнике, в частности к робототехническим комплексам на базе беспилотных летательных аппаратов (БЛА). Технический результат - расширение функциональных возможностей известных технических решений в данной сфере, а именно к беспилотным летательным аппаратам, оснащаемым сменной целевой нагрузкой, которая может применяться для фото- и видеоразведки в режиме реального времени, а также биологической, химической и ядерной разведки местности и т.п. в режиме автономного или управляемого полета. Беспилотный робототехнический комплекс дистанционного мониторинга, оснащенный интегрированной системой поддержки принятия решений по обеспечению требуемой эффективности их применения, содержащий автоматизированную транспортно-пусковую установку 1, выполненную на базе гусеничного шасси, автоматизированный пункт дистанционного управления, по крайней мере, два одновременно применяемых в качестве воздушных роботов малогабаритных БЛА 2, оснащенных аккумуляторными батареями ...

БЕСПИЛОТНОЕ СКЛАДНОЕ ВОЗДУШНОЕ СУДНО МУЛЬТИРОТОРНОГО ТИПА ДЛЯ МОНИТОРИНГА СОСТОЯНИЯ РАСТИТЕЛЬНОСТИ

Полезная модель относится к области малогабаритных беспилотных воздушных судов (БВС) для дистанционного мониторинга состояния растительности в сельском хозяйстве и лесной отрасли с помощью портативных мультиспектральных камер. БВС является складным мультироторным малогабаритным устройством. БВС состоит из сборного корпуса, на котором установлен блок телеметрии, GPS/ГЛОНАСС система навигации, передатчик видеосигнала от курсовой видеокамеры и вибронезависимая площадка для крепления полетного контроллера, мультиспектральной камеры, курсовой видеокамеры, аккумуляторной батареи, размещенной снизу корпуса и закрепленной с помощью эластичного крепежа, электромоторов. Электромоторы установлены на четырех лучах с шарнирными креплениями. Достигается получение быстрого и малогабаритного транспортировочного положения. 1 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 ...

ПОРТАТИВНОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОСАДКИ БПЛА

Полезная модель относится к области управления движением транспорта, и, более конкретно, к устройству для обеспечения посадки БПЛА. Техническим результатом является повышение портативности и возможностей применения при сложных условиях окружающей среды. Портативное устройство для обеспечения посадки БПЛА содержит основание, формирующее двумерную матрицу, ячейки которой при виде сверху различимы друг от друга; набор маркировочных модулей, каждый из которых имеет форму ячейки упомянутой матрицы и приблизительно равный ей размер, содержит с внешней стороны световозвращающий элемент, а с внутренней стороны крепежный элемент, выполненный с возможностью прикрепления к основанию; причем маркировочные модули прикреплены к основанию, причем при виде сверху набор маркировочных модулей формирует световозвращающий паттерн, заранее известный для БПЛА в качестве паттерна для обеспечения посадки.

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

... 1. Беспилотный летательный аппарат, имеющий маршевый двигатель, расположенный снаружи фюзеляжа на подвеске, отличающийся тем, что содержит разгонный двигатель, расположенный снаружи фюзеляжа на подвеске за маршевым двигателем по направлению полета.2. Беспилотный летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что разгонный двигатель выполнен с возможностью сброса в полете.3. Беспилотный летательный аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что разгонный двигатель снабжен передним и задним, выполненным с возможностью сброса, обтекателями.4. Беспилотный летательный аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что разгонный двигатель снабжен теплозащитным экраном, расположенным между ним и маршевым двигателем.5. Беспилотный летательный аппарат по п.3, отличающийся тем, что разгонный двигатель снабжен теплозащитным экраном, расположенным между ним и маршевым двигателем.

АВТОНОМНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ (ДРОН)

... 1. Автономный летательный аппарат (дрон), содержащий корпус, внутри которого установлен блок управления, соединенный с аккумулятором и двигателем, отличающийся тем, что корпус выполнен состоящим из блоков, причем часть корпуса выполнена в несколько проводящих слоев, разделенных слоями изолятора, а разделенные изоляторами слои проводника использованы в качестве проводящих дорожек.2. Автономный летательный аппарат (дрон) по п. 1, отличающийся тем, что корпус выполнен из углеродных нанотрубок.3. Автономный летательный аппарат (дрон) по п. 2, отличающийся тем, что блоки корпуса изготовлены методом трехмерной печати.4. Автономный летательный аппарат (дрон) по п. 1, отличающийся тем, что блок корпуса дрона сформирован цельным.5. Автономный летательный аппарат (дрон) по п. 1, отличающийся тем, что блок корпуса дрона сформирован разборным из нескольких частей.6. Автономный летательный аппарат (дрон) по п. 1 или 4, или 5, отличающийся тем, что каждый блок корпуса дрона выполнен в форме полой продолговатой ...

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к сверхмалым беспилотным летательным аппаратам (далее БПЛА) в форме шара с четырехканальной системой управления и силовой установкой импеллерного типа. Техническим результатом является повышение надежности БПЛА. БПЛА содержит: кожух БПЛА, выполненный в форме шара, усиленный ребрами жесткости; силовой каркас, представляющий собой тонкостенную трубу, внутри которой установлены ламинаторы воздушного потока, причем силовой каркас закрепляется внутри кожуха, образуя полезный объем между внешней стеной силового каркаса и кожухом; силовую установку импеллерного типа, прикрепленную к силовому каркасу и создающую воздушный поток, проходящий через силовой каркас, причем кожух имеет соответствующие отверстия, обеспечивающие поступление воздуха в силовую установку импеллерного типа и вывод его наружу через силовой каркас; органы управления БПЛА, состоящие из четырех закрепленных внутри силового каркаса сервоприводов и четырех аэродинамических поверхностей - рулей, жестко закрепленных ...

Беспилотный летательный аппарат

Полезная модель относится к авиационной технике, а именно к беспилотным летательным аппаратам (БЛА), предназначенным для запуска с подводных лодок, кораблей, самолетов и других транспортных средств. Запуск БЛА с подводной лодки из подводного положения, осуществляют через торпедный аппарат в контейнере по форме торпеды, с размерами, обеспечивающими размещение в нем заявленного летательного аппарата. Складывающиеся и плотно прилегающие к фюзеляжу 1 крылья 2 обеспечивают компактность конструкции аппарата в транспортном положении и его скоростные качества в полетном режиме. Всплытие контейнера происходит по команде из подводной лодки после ее маневрирования. После чего контейнер занимает вертикальное положение и раскрывается. Начинает работать двигатель 3, крылья 2 раскрываются и аппарат взлетает. Запуск с кораблей и наземных транспортных средств осуществляют из контейнеров в виде круглой или многоугольной трубы. Запуск с самолета нескольких БЛА осуществляют из бомбоотсека, с подвесок или из ...

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к области авиации, а именно к конструкции беспилотных летательным аппаратов (БЛА), которые могут быть использованы для мониторинга воздушного пространства, земной и водной поверхностей, экологического контроля, управления воздушным движением, контроля морского судоходства, развития систем связи и т.п. Аппарат содержит расположенные на корпусе свободнонесущее крыло, винтомоторную установку, трехопорное неубирающееся шасси, хвостовую балку с горизонтальным и вертикальным оперением, топливную систему, системы электропитания, управления и навигации, модуль полезной нагрузки, закрытый обтекателем. В аппарате заложена возможность изменять его конфигурацию, путем перемещения вдоль продольной оси корпуса модуля полезной нагрузки и крыла, а также изменять длину основных стоек шасси. Конфигурация аппарата зависит от массово-геометрических характеристик полезной нагрузки. Полезная модель направлена на расширение арсенала модулей полезной нагрузки, которые потенциально могут ...

Складная рама квадрокоптера

Полезная модель относится к области беспилотных летательных аппаратов и может быть использована в качестве складной конструкции рамы беспилотных воздушных судов (БВС) мультироторного типа вертикального взлета и посадки с четырьмя моторами (квадрокоптерам), которые предназначены для воздушной фото- и видеосъемки c дистанционным управлением. Техническим результатом заявляемой полезной модели по отношению к известным техническим решениям является упрощение конструкции механизма сложения и повышение эргономических свойств конструкции рамы. Для этого, складная рама квадрокоптера, имеющая симметричную конструкцию относительно продольной оси корпуса беспилотного воздушного судна и содержащая поперечную трубку луча, имеющую на одном своем конце механизм сложения с подпружиненной кнопкой, соединенную другим своим концом посредством проушины продольной трубки луча с продольной трубкой луча, отличающаяся тем, что имеет остов, выступающий основанием конструкции, снабжена направляющей тягой, концевые ...

СИСТЕМА И СПОСОБ СВЯЗИ ДЛЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Группа изобретений относится к двум вариантам системы связи и четырем вариантам способа связи с беспилотным летательным аппаратом. Система связи по первому варианту содержит по меньшей мере один контроллер, беспилотный летательный аппарат и сетевое устройство, которые выполнены с возможностью обмениваться данными друг с другом через сотовую сеть. Система связи по второму варианту отличается от первого тем, что ее элементы образуют звездообразную сеть. Способы связи раскрывают различные варианты обмена данными между элементами системы. Обеспечивается повышение эффективности и качества связи при управлении беспилотными летательными аппаратами. 6 н. и 9 з.п. ф-лы, 12 ил.

Способ приземления многовинтового БПЛА вертикального взлета и посадки и устройства для его реализации

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам эксплуатации беспилотных летательных аппаратов и конструкциям посадочных платформ. Способ приземления многовинтового БПЛА вертикального взлета и посадки включает приземление БПЛА на посадочную площадку, установку винтов БПЛА таким образом, чтобы БПЛА имел минимальный габаритный размер в проекции на посадочную площадку, опускание посадочной площадки с БПЛА в корпус посадочной платформы. БПЛА вертикального взлета и посадки содержит датчик угла поворота воздушного винта, тормоз вала двигателя, которые могут быть встроены в двигатель. Посадочная платформа содержит устройство поворота и удержания воздушных винтов БПЛА. Обеспечивается уменьшение размеров и веса посадочной платформы для приема и хранения БПЛА вертикального взлета и посадки. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 33 ил.

Способ многофункциональной аэросъемки на основе беспилотных воздушных судов для планирования и сопровождения сейсморазведочных работ и многофункциональный аппаратно-программный комплекс для его реализации

Группа изобретений относится к области геофизики и может быть использована для оказания сервисных геофизических услуг в области недропользования - поиска, разведки и добычи углеводородного сырья, других полезных ископаемых, а также при проведении инженерно-геологических и гидрогеологических исследованиях. Сущностью заявленного технического решения является способ многофункциональной аэросъемки на основе беспилотных воздушных судов для планирования и сопровождения сейсморазведочных работ, заключающийся в том, что создают полетное задание и выбор точки взлета и приземления беспилотного воздушного судна. Выбирают состав и компоновку датчиков полезной нагрузки, на выбранной точке устанавливают: наземную рабочую станцию, наземную часть подсистемы передачи данных, наземную часть блока синхронизации и высокоточного позиционирования. Снаряжают беспилотное воздушное судно и производят запуск беспилотного воздушного судна. После прилета беспилотного воздушного судна на первую точку территории исследования ...

ДЕСАНТНОЕ УСТРОЙСТВО

Изобретение относится к воздушным транспортным средствам. Десантное устройство включает надувную оболочку, заполненную газом, содержащую гнездо с отсеком для десантника, амортизационное устройство в виде пружин и одноименно заряженных металлических пластин. Оболочка в нижней части соединена с компрессором, боковые стенки которого в нижней части переходят в большое сопло, соединенное пружинами с опорным кольцом. Устройство снабжено источником электропитания, пультом управления и источником высокого напряжения. Компрессор в качестве движителя снабжен металлическими пластинами, соединенными с источником высокого напряжения. В верхнем основании компрессора размещены впускные и выпускные клапана, каналы для соединения внутренней оболочки с атмосферой через сопла, а по краю основания выполнен бурт, образующий отсек для укладки оболочки. При этом основание через пружину соединено с отсеком десантника. Нижнее основание компрессора выполнено подвижным и стойками соединено с опорным кольцом. В нижней ...

Стенд испытания и настройки беспилотных летательных аппаратов различной конфигурации

Стенд испытания и настройки беспилотных летательных аппаратов различной конфигурации содержит тяжелое основание с усеченной полусферической формой со ступицей стойки, стойку, платформу с устройством фиксации корпуса беспилотного летательного аппарата, уровень пузырькового типа с трубчатым корпусом кольцевой формы со шкалой измерения отклонений в плоскости рысканья, вольтметр, наборную, жесткую, полую внутри стойку, оборудованную устройством измерения тяги безменного типа со шкалой, устройство аварийного обесточивания питания беспилотного летательного аппарата, стопоры движения и отклонения полусферического основания стенда. Обеспечивается повышение оперативности и надежности предполетной подготовки беспилотных летательных аппаратов различных систем, повышение безопасности оператора, который ее проводит. 2 ил.

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). БПЛА содержит крыло, выполненное по аэродинамической схеме «летающее крыло», органы управления, выполненные в виде вертикального оперения и размещенного на опоре переднего горизонтального оперения, силовую установку, оснащенную двигателем и воздушным винтом. Переднее горизонтальное оперение выполнено в виде двух идентичных дисков, расположенных над осью вращения воздушного винта на расстоянии, превышающем половину диаметра воздушного винта. Вертикальное оперение размещено в хвостовой части дискообразного крыла, в которой установлено дополнительное горизонтальное оперение с обеспечением возможности обдува воздушным винтом. Дискообразное крыло выполнено секционным и содержит переднюю секцию и хвостовую секцию, каждая из которых имеет форму полукруга, при этом хвостовая секция смещена вниз с образованием регулируемого щелевого проточного канала между секциями в плоскости, перпендикулярной ...

САМОЛЕТ-АМФИБИЯ С ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ

Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано для создания новых типов многофункциональных летательных аппаратов. Сущность изобретения состоит в том, что самолет-амфибия имеет фюзеляж с крыльями, движители с горизонтально расположенными лопастями и двигатель, причем над фюзеляжем в носовой и хвостовой частях установлены две килевые надстройки обтекаемой формы. В каждой из последних с обеих сторон встроены по два редуктора движителей. Эти редукторы имеют расположенные на внутренних концевиках осей лопастей рабочие конические шестерни. Последние кинематически связаны суммарным передаточным отношением 2:1 посредством двух конических шестерен и сателлитного вала с невращающейся центральной конической шестерней. Эта шестерня посажена на ось, заторможенную червячным редуктором, связанным с выходным валом дистанционно управляемого реверсивного привода. Лопасти имеют возможность совершения ими циклоидной траектории движения в воздушном потоке. Наружные цапфы осей лопастей в каждом ...

УСТРОЙСТВО БЕСКОНТАКТНОГО ОТБОРА МОЩНОСТИ ОТ ЛИНИЙ ЭЛЕКТРОПЕРЕДАЧ ВЫСОКОГО НАПРЯЖЕНИЯ НА ЛЕТАТЕЛЬНОМ АППАРАТЕ

Устройство бесконтактного отбора мощности от линии передач высокого напряжения для летательных аппаратов, содержащее систему антенн, преобразователь, устройство управления и накопитель электроэнергии, отличающееся тем, что система антенн выполнена в виде стационарной рамочной антенны, закрепленной на корпусе летательного аппарата, и регулирующей рамочной антенны, причем корпус летательного аппарата представляет собой каркас стационарной рамочной антенны, а регулирующая рамочная антенна закреплена на корпусе летательного аппарата посредством карданового подвеса, с возможностью пространственной ее ориентации относительно стационарной рамочной антенны, при этом кардановый подвес регулировочной рамочной антенны выполнен в виде трех рамок, соединенных приводами управления.

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ДЛЯ МОНИТОРИНГА СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ УГОДИЙ

Полезная модель относится к беспилотным летательным аппаратам для мониторинга сельскохозяйственных угодий. Цель полезной модели - обеспечение безаварийной посадки сверхлегкого БПЛА вертолетного типа за счет применения несложного посадочного оборудования, уменьшения массы и габаритов БПЛА. Беспилотный летательный аппарат (БПЛА) вертолетного типа включает электрические двигатели, оснащенные несущими винтами, обеспечивающими вертикальный взлет и посадку БПЛА, аккумуляторную батарею, являющуюся источником энергии для электрических двигателей. Новым в БПЛА является то, что он оснащен электромагнитным реле с возможностью переключения контактов, срабатывающим в момент разрядки аккумуляторной батареи, конденсатором большой емкости, подключаемым с помощью контактов электромагнитного реле к зажимам электрических двигателей, либо тиристорными преобразователями, включенными в электрические цепи питания от аккумуляторной батареи и от конденсатора большой емкости, открывающиеся при подаче напряжения ...

Аэроплатформа

Изобретение относится к взлетно-посадочным платформам для привязных беспилотных летательных аппаратов. Аэроплатформа выполнена в виде контейнера, включает взлетно-посадочную платформу, оснащенную кабелеукладчиком, кабель-тросом, систему электропитания. В контейнере установлено две взлетно-посадочные платформы, каждая из которых состоит из рамы, закрепленной на стойке с помощью опорно-поворотного устройства. На раме установлена посадочная площадка, которая может быть решетчатой формы. На раме установлена цилиндрическая крышка с утепленными стенками, а в крышке проема предусмотрено отверстие для кабель-троса, которое может быть закрыто щеточным уплотнителем. Над отверстием кабель-троса могут быть закреплены козырьки. Люк контейнера состоит из двух частей, подвижной и неподвижной, которые имеют вырезы для цилиндрической крышки и оснащены уплотнениями по контуру вырезов. Люк контейнера оснащен электроприводом открывания и закрывания. Обеспечивается повышение защищенности от воздействий внешней ...

МАЛОМЕРНЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ДЛЯ ДИАГНОСТИКИ ВЫСОКОВОЛЬТНЫХ ЭЛЕКТРОУСТАНОВОК

... 1. Беспилотный летательный аппарат (БЛА) для диагностики высоковольтных электроустановок, содержащий портативный компьютер, систему автоматического пилотирования БЛА и измерительную аппаратуру, при этом система автоматического пилотирования БЛА содержит устройство автоматического пилотирования, блок навигации и электромагнитные датчики, причем портативный компьютер соединен с устройством автоматического пилотирования, блоком навигации, электромагнитными датчиками, измерительной аппаратурой, а также с удаленным устройством радиоуправления, отличающийся тем, что БЛА дополнительно содержит вращающиеся элементы, систему электрических антенн, систему магнитных антенн, аккумуляторную батарею и подзаряжающее устройство, а электромагнитные датчики представляют собой датчики, выполненные с возможностью измерения напряжённости электрического и магнитного поля, при этом подзаряжающее устройство содержит последовательно соединенные накопитель электроэнергии и систему снабжения БЛА электроэнергией, ...

Станция для беспилотного летательного аппарата

Полезная модель относится к оборудованию для эксплуатации беспилотных летательных аппаратов (БЛА), в частности, к устройствам, обеспечивающим хранение БЛА, их диагностику, подзарядку элементов питания, а также их запуск и посадку.Станция содержит корпус, в котором образован отсек для беспилотного летательного аппарата, закрытый сверху створками, оснащенными механизмами их открывания-закрывания, установленную в отсеке платформу, оснащенную элементами позиционирования беспилотного летательного аппарата при его посадке на платформу, а также блок управления, имеющий возможность связи с установленными на платформе элементами позиционирования. Платформа снабжена трехосевым акселерометром и гироскопом и установлена на опорах, каждая из которых оснащена механизмом регулирования ее положения по высоте, включающим управляемый сервопривод, имеющий возможность связи с блоком управления, с которым также имеют возможность соединения трехосевой акселерометр и гироскоп.Техническим результатом полезной ...

ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к электрической силовой установке беспилотного летательного аппарата. Установка содержит маршевый электродвигатель, на оси которого жестко закреплен маршевый толкающий воздушный винт, баллон с водородом с закрепленным на нем редуктором, батарея топливных элементов, систему управления маршевым электродвигателем, контроллер батареи топливных элементов, стартовый электродвигатель, стартовый воздушный винт, контроллер стартового электродвигателя, гондолу. В гондоле установлены маршевый электродвигатель, маршевый воздушный винт, баллон с водородом, редуктор, батарея топливных элементов, вентиляторы, датчики температуры, клапан, ключ, контроллер батареи топливных элементов. Технический результат заключается в повышении КПД электрической силовой установки. 7 ил.

Аэроплатформа

Изобретение относится к взлетно-посадочным платформам для привязных беспилотных летательных аппаратов. Аэроплатформа выполнена в виде контейнера и включает взлетно-посадочную платформу, кабелеукладчик, кабель-трос, систему электропитания. Взлетно-посадочная платформа состоит из основания (5) и рамы (6), выдвигаемой горизонтально. На раме установлена посадочная площадка и крышка (9), расположенная вертикально, с уплотнениями по контуру, имеющая отверстие для подачи кабель-троса. Достигается повышение защищенности от воздействий внешней среды. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

АККУМУЛЯТОР ВОДОРОДА НА ОСНОВЕ КАПИЛЛЯРНЫХ И МУЛЬТИКАПИЛЛЯРНЫХ СТРУКТУР ДЛЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ УСТАНОВКИ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Устройство относится к классу энергетических установок для беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), таких как мультикоптеры и дроны, целью которого является увеличение времени и безопасности их полетов за счет увеличения содержания водорода в аккумуляторе при сохранении его весовых и габаритных характеристик.В настоящее время для БПЛА наиболее распространенными источниками электрической энергии являются литий-полимерные или никель-полимерные аккумуляторные батареи (http://www.customelectronics.ru/chast-3-vse-ob-akkumulyatorah-dlya-kvadrokopterov/).

Летающий высевающий аппарат

Полезная модель относится к области сельскохозяйственного машиностроения, в частности к конструкциям летающих высевающих аппаратов.Для увеличения длительности полета летающего высевающего аппарата без подзарядки аккумуляторных батарей при прочих равных условиях в летающем высевающем аппарате, включающем беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки 1, семенную камеру 2, задатчик нормы высева 3, рабочий орган для перемещения семян 4, установленный с возможностью кинематического взаимодействия с задатчиком нормы высева 3, согласно полезной модели, рядом с семенной камерой 2 установлена неподвижная стойка 5, на которой расположен задатчик нормы высева 3 и рабочий орган для перемещения семян 4, при этом задатчик нормы высева 3 выполнен в виде спиральной пружины 6, с закрепленным на стойке 5 валом 7, а рабочий орган для перемещения семян 4 выполнен в виде обода 8, с расположенными по его внешней окружности ячейками 10, снабженного храповым механизмом 11 в виде колеса 12 с внутренними ...

МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ-АМФИБИЯ

Изобретение относится к морскому авиастроению и касается создания спасательных самолетов с возможностью вертикальных взлетов и посадок. Самолет-амфибия имеет фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, силовую установку с двигателями и подъемными вентиляторами с приводами, посадочный модуль в виде штангового буя и подъемные устройства. Самолет снабжен дополнительным фюзеляжем, соединенным с первым посредством среднего крыла с образованием симметричной конструкции. Посадочный модуль выполнен четырехсекционным. Каждый фюзеляж снабжен двумя секциями посадочного модуля, подъемными устройствами и спасательными люками. Балласты секций посадочного модуля выполнены в виде акваэкранов и соединены друг с другом жесткими фигурными связями. Силовая установка с двигателями и подъемными вентиляторами с приводами может быть установлена на среднем крыле. Технический результат реализации изобретения заключается в увеличении остойчивости системы "самолет-посадочный модуль" путем увеличения площади опорной базы посредством ...

Беспилотная система мониторинга поверхности земли

Беспилотная система мониторинга поверхности земли содержит наземную станцию управления, беспилотные летательные аппараты, беспилотный воздушный пункт управления, содержащий выполненную определенным образом оболочку, заполненную газом легче воздуха, систему управления, систему спутниковой навигации ГЛОНАСС, систему связи, вычислительный комплекс, камеры наблюдения, солнечную батарею, аккумуляторную батарею, воздушно-винтовые электродвигатели, отсек для хранения в сложенном состоянии и запуска беспилотных летательных аппаратов, камеры оптического и инфракрасного диапазона, расположенное все определенным образом. Обеспечивается увеличение времени и площадей наблюдения, возможность съемки больших количеств объектов, обработки, хранения и передачи получаемой информации на наземную станцую управления. 2 ил.

МОБИЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС ПРИЕМА ДАННЫХ С КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

Заявленное изобретение относится к области создания мобильных комплексов приема данных с космических аппаратов дистанционного зондирования Земли. Сущность предлагаемого технического решения заключается в том, что в качестве устройства перемещения облучателя в фокальной плоскости параболического зеркала антенного комплекса используется беспилотный летательный аппарат (БПЛА) с установленным на нём облучателем - приёмником радиосигнала, передающим в центр приёма данных информацию с космических аппаратов. При этом изменение положения плоскости отражения зеркала учитывается в полетной программе БПЛА. Представленное техническое решение позволяет упростить конструкцию антенного комплекса, а также его монтаж, настройку и обслуживание. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Беспилотный летающий опрыскиватель

Беспилотный летающий опрыскиватель содержит раму, по периметру которой закреплены лучи трубчатого профиля с моторами и несущими винтами, расположенными на их консольных участках, опрыскивающее оборудование, состоящее из резервуара для жидкости из эластичного материала и стоек в виде телескопических труб с внутренними пружинами, расположенных между двумя пластинами, между которыми также расположен резервуар для жидкости с горловиной и обратным клапаном, форсунки, электромагнитный клапан, съемный проточный электроактиватор воды, выполненные определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей, сокращение энергетических и трудовых затрат. 3 ил.

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Беспилотный летательный аппарат содержит центральную платформу, электродвигатели с воздушными винтами, закрепленные определенным образом. Центральная платформа содержит два герметичных отсека в виде верхней и нижней полусфер, разделенных переборкой, выполненной в виде кривой поверхности шарового сегмента из ферромагнитного материала. На внутренней поверхности переборки жестко закреплена распределенная электрическая обмотка, выводы которой соединены с аккумуляторной батареей. Верхняя полусфера содержит штырь, подвижно закрепленный к ее вершине с помощью сферического шарнира. К другому концу штока присоединен постоянный магнит тарельчатой формы. Нижняя полусфера содержит аккумуляторную батарею, маршрутную вычислительную систему, систему видеонаблюдения, приемник GPS навигации, расположенные на внутренней стороне ее нижней поверхности. К внешней поверхности основания нижней полусферы закреплен поплавок с помощью амортизаторов и штоков. К поплавку присоединена дуга, огибающая обе полусферы ...

СПОСОБ И КОМПЛЕКСНАЯ АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННЫМИ СИСТЕМАМИ НАБЛЮДЕНИЯ И НАВИГАЦИИ

Группа изобретений относится к способу управления радиочастотными (РЧ) сигналами, системам управления (варианты), некратковременному компьютерочитаемому носителю. Для управления РЧ сигналами получают данные измерений от БПЛА, определяют, находятся ли они в необходимом диапазоне значений по отношению к ближайшей из систем наблюдения за БПЛА, производят управление РЧ сигналами. Каждая из вариантов систем управления содержит процессор и память, содержащую инструкции для выполнения способа. Обеспечивается возможность управления БПЛА в сложных условиях аэродромного рельефа. 4 н. и 36 з.п. ф-лы, 60 ил., 7 табл.

УНИФИЦИРОВАННЫЙ БОРТОВОЙ МОДУЛЬ АВИАЦИОННОГО НАБЛЮДЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Изобретение относится к области систем управления воздушным движением беспилотных летательных аппаратов (БЛА). Унифицированный бортовой модуль авиационного наблюдения БЛА содержит вычислительный управляющий навигационный модуль, модуль связи с автопилотом БЛА, модуль обмена данными, навигационный модуль, бортовой модуль приема/передачи данных автоматического зависимого наблюдения вещательного типа (АЗН-В) стандартов 1090 ЕS и VDL-4 для других воздушных судов и службы управления воздушным движением, модуль с идентификационными метками БЛА Remote ID, модуль запоминающего устройства. При этом модуль обмена данными включает в свой состав одно из средств обмена данными - бортовой транспондер, и/или модуль связи Iridium, и/или модуль связи VDL-4. Техническим результатом заявленного изобретения является расширение функциональных возможностей бортового модуля БЛА за счет включения в состав модуля, позволяющего получать данные о параметрах полета других участников воздушного движения и передавать ...

МАЛОРАЗМЕРНЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТОЛЕТНОГО ТИПА

Малоразмерный беспилотный летательный аппарат вертолетного типа содержит силовую раму, состоящую из верхней (7) и нижней пластин (4), закрепленных с помощью передней (5) и четырех основных стоек (6), хвостовой балки (8) и оборудования, закрепленного на силовой раме, включающего камеру (1), два кронштейна (32), контроллер (3), дальномер(9), плату распределения (10), маршевый электродвигатель (11), два регулятора оборотов (12), компенсирующую муфту (13), аккумулятор (14), хвостовик (15), хвостовой электродвигатель (16), задний винт (17), GPS–модуль (18), приемник (19), видеопередатчик (20), три сервопривода (21), три тяги (22), тарелку автомата перекоса (23), вал (24), ротор (25), основной винт (26), установленные и выполненные определенным образом. Обеспечивается снижение массогабаритных характеристик малоразмерного беспилотного летательного аппарата вертолетного типа. 1 ил.

ТРАНСПОРТНОЕ СРЕДСТВО, ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ ПЕРЕМЕЩЕНИЯ ТРАНСПОРТНОГО СРЕДСТВА

Настоящее изобретение относится к авиационной технике, а именно к транспортному средству, транспортной системе с таким транспортным средством и способу перемещения такого транспортного средства. Транспортное средство содержит фюзеляж, снабженный по меньшей мере одним модулем хранения, выполненным каждый с возможностью размещения в нем беспилотных летательных аппаратов, и по меньшей мере одним модулем стыковки, выполненным каждый с возможностью разъемного взаимодействия по меньшей мере с одним из указанных беспилотных летательных аппаратов с обеспечением возможности его соединения с фюзеляжем для перемещения указанного транспортного средства, и модуль управления, выполненный с возможностью выдачи управляющих команд по меньшей мере на один из указанных беспилотных летательных аппаратов с обеспечением возможности его выпуска из модуля хранения для взаимодействия с одним из указанных модулей стыковки. При этом фюзеляж выполнен с возможностью единовременного соединения с двумя и более беспилотными ...

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ДЛЯ ДИАГНОСТИКИ ВЫСОКОВОЛЬТНЫХ ЭЛЕКТРОУСТАНОВОК

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам и может быть использовано для диагностики высоковольтных электроустановок. Одновременно с вращением полых внешних валов (3) происходит вращение соосных им внутренних валов (29), причем из-за действия трансмиссии (30) это вращение осуществляется в противоположном направлении. В результате вращения дополнительных лопастей (31) осуществляется подсос добавочного воздуха сбоку. Вращающееся магнитное поле постоянных магнитов (32), жестко закрепленных на дополнительных лопастях (31), индуцирует в магнитных антеннах (23) дополнительную электродвижущую силу, которая увеличивает зарядный ток аккумуляторной батареи (16) и позволяет осуществлять зарядку даже в отсутствии внешнего магнитного поля. Технический результат - увеличение продолжительности полета. 3 ил.

Устройство захвата и удержания сенсорных элементов

Система доставки сенсорных элементов беспроводных сенсорных сетей с помощью беспилотных летательных аппаратов содержит размещенные на беспилотном летательном аппарате источник электропитания, электродвигатели, лебедку с тросом и закрепленным на нем постоянным магнитом, при этом верхняя поверхность сенсорного элемента выполняется из ферромагнитного материала, а устройство захвата и удержания сенсорных элементов снабжено сосудом со сжатым газом, соединенным через управляемый клапан с рабочей емкостью, имеющей тороидальную форму и выполненной из эластичного материала, или имеющей кольцевую форму и выполненной в виде сильфона. Обеспечивается возможность транспортировки сенсорных элементов сенсорных сетей без затрат электроэнергии на питание электромагнитов. 2 ил.

УЧЕБНЫЙ САМОЛЕТ

Изобретение относится к авиации и касается винтомоторных монопланов, предназначенных для первоначальной подготовки летного состава и тренировки пилотов. Учебный самолет содержит тянущий воздушно-винтовой движитель, шасси, механизированное крыло и фюзеляж, включающий кабину экипажа, снабженную фонарем, сопряженным с гаргротом, и хвостовую часть, несущую горизонтальное и вертикальное оперение с рулями высоты и направления, а также органы управления. При этом поперечные сечения фюзеляжа на участке с гаргротом, плавно переходящего сверху в вертикальное оперение, выполнены в форме симметричных каплеобразных профилей большой толщины, сужающихся от нижней части профиля к его верхней части с убывающей в сторону вертикального оперения высотой профилей при возрастающей кривизне их нижней и верхней частей. Достигается повышение устойчивости и демпфирования самолета вплоть до сверхкритических углов атаки с целью недопущения непреднамеренного входа в штопор, облегчение вывода из штопора учебного самолета ...

ВОЗДУХОПЛАВАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ДЛЯ ОЧИСТКИ ВОЗДУХА ГОРОДОВ ОТ ГАЗОВ И ПЫЛИ

Изобретение относится к областям экологии и авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов для очистки атмосферы городов от газов и пыли. Воздухоплавательный аппарат для очистки воздуха городов от газа и пыли включает несущий квадрокоптер, электростатический фильтр и моноплан. Внутри жесткого корпуса электростатического фильтра расположены металлические круговые сетки положительных электродов с подвешенными между ними проволочными коронирующими отрицательными электродами. Сверху и снизу фильтра расположены газовые подушки, армированные дугами обручей, а по бокам фильтра прикреплены четыре фермы-консоли, на которых установлены четыре движителя в виде электромотора с пропеллером. На крыле моноплана расположены элементы солнечной батареи. Достигается возможность уничтожать газовые или пылевые очаги в любом районе города. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

ОБЪЕДИНЕННЫЙ ОПОРНЫЙ ПОДУЗЕЛ УЗЛА НЕСУЩИХ ВИНТОВ БЕСПИЛОТНОГО ВОЗДУШНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к авиастроению и касается конструирования объединенного опорного подузла узла несущих винтов беспилотного воздушного летательного аппарата. Сущность изобретения заключается в том, что у объединенного опорного подузла узла несущих винтов беспилотного воздушного летательного аппарата, содержащего вал верхнего или нижнего несущего винта и охватывающую соответствующий вал соосную с ним втулку, на концевой части вала и на охватывающей его поверхности втулки выполнено множество радиальных шлицов, являющихся для вала внешними шлицами, а для втулки - внутренними, причем шлицы вала и втулки взаимно перемежаются, обеспечивая зацепление между валом и втулкой для приведения ее во вращение, а вал несущего винта выполнен с основной и концевой цилиндрическими частями разного диаметра D1 и D2, между которыми образована коническая переходная часть вала с углом β наклона поверхности к оси вала, согласно изобретению, каждый из шлицов втулки выполнен со скошенной наружу нижней частью, ...

ТОРОИДАЛЬНЫЙ ФЮЗЕЛЯЖ БЕСПИЛОТНОГО ВОЗДУШНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Тороидальный фюзеляж беспилотного воздушного летательного аппарата. Сущность изобретения: фюзеляж содержит узел несущих винтов, выполненных с возможностью вращения в противоположные стороны, при этом узел несущих винтов закреплен на фюзеляже с помощью радиальных распорок, установленных соосно внутри канала тороидального фюзеляжа. Согласно изобретению фюзеляжа выполнен в виде кольцевой конструкции с поперечным сечением, в общем С-образной конфигурации, стенка которой образует канал тороидального фюзеляжа, а верхний и нижний края стенки ограничивают его внутреннюю полость, при этом С-образная кольцевая конструкция снабжена, по меньшей мере, тремя парами шпангоутных переборок и замыкающим сегментом, установленным между верхним и нижним краями С-образной кольцевой конструкции, причем шпангоутные переборки размещены во внутренней полости фюзеляжа на равном расстоянии друг от друга таким образом, что переборки каждой пары ограничивают две разные по величине области, одна из которых-малая образована ...

САМОЛЕТ РАДИОЛОКАЦИОННОГО КРУГОВОГО ОБЗОРА

Изобретение относится к самолету радиолокационного кругового обзора, обеспечивающего одинаковую разрешающую способность во всех направлениях за счет уменьшения влияния частей планера самолета на диаграмму направленности антенн при сохранении высоких аэродинамических и летно-технических характеристик. Сущность изобретения: самолет радиолокационного кругового обзора включает фюзеляж, в средней части которого посредством пилонов установлены двигатели с возможностью поворота в вертикальной плоскости, крыло, выполненное сочлененным из несущих поверхностей закрепленных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа и образующих вокруг него замкнутый контур в виде выпуклого многоугольника, преимущественно правильной формы в плане, например квадрата, вертикальное и горизонтальное оперения. Обтекатель крыла со стороны радиолокационного обзора выполнен из радиопрозрачного материала. Внутри рыла вдоль радиопрозрачного обтекателя размещены антенны, установленные по внешнему контуру несущих поверхностей крыла ...

СВЕРХЗВУКОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при разработке летательного аппарата на увеличенную беспосадочную дальность с максимальной платной нагрузкой с низкой стоимостью эксплуатации. Сущность изобретения заключается в следующем. Cверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло изменяемой стреловидности с шарнирным узлом для поворота его концевой части в горизонтальной плоскости, газотурбинную установку под крылом, шасси, органы управления. На фюзеляже установлен дополнительный шарнирный узел, на котором закреплено подвесное устройство. Подвесное устройство состоит из корпусов дополнительных топливных емкостей, корпусов дополнительной двигательной установки и элементов конструкции обтекателей, формирующих аэродинамическую форму подвесного устройства, создающего в полете подъемную силу. 3 з.п.ф-лы, 4 ил.

БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета. Беспилотный летательный аппарат состоит из кольцевого крыла, вентилятора-движителя, центрального тела и, по меньшей мере, четырех независимых аэродинамических рулей. Внутренняя поверхность кольцевого крыла включает цилиндрический участок диаметром Dи длиной L=(0.45÷0.55)D, хорда кольцевого крыла составляет b=(1.1÷1.25)D, максимальная толщина профиля кольцевого крыла составляет h=(0.145÷0.18)D, а расстояние от крайней передней точки кольцевого крыла до начала цилиндрического участка составляет L=(0.145÷0.165)h. Внутри цилиндрического участка расположен вентилятор-движитель. Вентилятор-движитель состоит из входного направляющего аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата. Входной направляющий аппарат состоит из радиальных аэродинамических элементов, которые соединяют кольцевое крыло и центральное тело. Указанные элементы имеют симметричный профиль с хордой постоянной ...

Система управления и передачи вращательного момента на винт(ы) в беспилотных летательных аппаратах (БПЛА), стартер-генератор, плата управления стартером-генератором и амортизатор для этой системы

Группа изобретений относится к области авиационной техники и может быть использована в области винтокрылых ЛА с использованием системы привода винта, в частности гибридных БПЛА, а также для распределения и управления энергией винтокрылого ЛА. Стартер-генератор системы управления и передачи вращательного момента на винт БПЛА, выполненный в виде бесколлекторного синхронного электродвигателя с постоянными магнатами на роторе, обеспечивает запуск авиационного двигателя и электроснабжение бортовой системы. Плата управления стартером-генератором, состоящая из полупроводникового ключа, схемы заряда аккумуляторной батареи, контроллера, трехфазного силового каскада, датчиков Холла, относится к контроллеру для управления пуском двигателя БПЛА. Амортизатор, состоящий из моторамы с фланцем, предназначен для передачи нагрузок, создаваемых несущим винтом и двигателем на фюзеляж, для противодействия осевым и поперечным нагрузкам. Обеспечиваются бесперебойная передача вращательного момента на винт ЛА, ...

Способ передачи ориентирования

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в геодезии при создании и развитии ориентирных сетей специального назначения в позиционных районах, а также при инженерно-геодезическом обеспечении строительства и эксплуатации объектов. Способ передачи ориентирования включает операции по установке прибора на исходном пункте, выполнение линейных и угловых измерений. При этом второй прибор устанавливают вблизи узловой точки и измеряют направления на ориентирные пункты, устанавливают два беспилотных летательных аппарата (БПЛА) вертолетного типа, между которыми образуется воздушная линия на высоте, обеспечивающей возможность синхронного наблюдения БПЛА1 и БПЛА2 приборами I и II, и измеряют направления и расстояния до БПЛА1 и БПЛА2, не меняя ориентировку приборов, передача ориентирования осуществляется от первого прибора, устанавливаемого произвольно внутри исходной ориентирной сети, ко второму прибору, устанавливаемому произвольно внутри ориентирной сети в позиционном ...

Радиолокационная станция обнаружения малоразмерных целей

Изобретение относится к области радиолокации, конкретно к радиолокационным станциям (РЛС) обнаружения малоразмерных целей, и может быть использовано для контроля воздушного пространства. Техническим результатом является увеличение надежности контроля воздушного пространства за счет расширения функциональных возможностей РЛС по обнаружению целей. Заявленная РЛС 1 содержит зеркальную приемопередающую антенну 1.1 кругового обзора с cosec2лучом в угломестной плоскости и узким лучом в азимутальной плоскости. Антенна 1.1 соединена по сигналам зондирования через антенный переключатель 1.2 и передатчик 1.5 с формирователем 1.6 последовательности зондирующих сигналов (ЗС) наносекундной и микросекундной длительности. По ответным сигналам она соединена через антенный переключатель 1.2, четырехканальный приемник 1.3 сигналов горизонтальной и вертикальной поляризации, устройство 1.4 поляризационной обработки сигналов, цифровой коррелятор 1.7, автоматизированное рабочее место 1.8 с радиомодемом 1.9 связи ...

Устройство для опрыскивания плодовых деревьев

Устройство для опрыскивания плодовых деревьев содержит управляемый коптер, контроллер, приемник, видеокамеру, электропривод, распределитель, ротационные многоструйные форсунки, шланг, бачок с жидкостью, насос, блок питания. Обеспечивается увеличение времени полета и эффективности опрыскивания. 1 ил.

СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ДОСТАВКИ ДОНОРСКОЙ КРОВИ И (ИЛИ) ЕЕ КОМПОНЕНТОВ С ПРИМЕНЕНИЕМ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к способам доставки крови или ее компонентов в труднодоступные районы или к месту происшествия. Способ обеспечения доставки донорской крови и/или ее компонентов с применением беспилотного летательного аппарата заключается в применении беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки (вертолетного типа), реализующего свое функциональное назначение в автоматическом режиме в соответствии с заложенными в него алгоритмом и программами функционирования, либо в ручном режиме дистанционного управления оператором. В корпусе беспилотного летательного аппарата предусмотрена ниша (отсек) для размещения мобильного термоконтейнера с пакетами донорской крови и/или ее компонентами для их транспортировки. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

БПЛА вертикального взлета и посадки

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям элементов защиты беспилотных винтовых летательных аппаратов (БПЛА) вертикального взлета и посадки. БПЛА вертикального взлета и посадки содержит защитную оболочку, внутри которой установлены полетный контроллер, датчики, элементы питания, и, по меньшей мере, один двигатель с воздушным винтом. Защитная оболочка содержит стержни, между которыми натянуты тросы так, что стержни не соприкасаются между собой. Полетный контроллер, датчики, элементы питания и двигатель с воздушным винтом установлены внутри объема, образованного концами стержней и тросами, натянутыми между концами стержней. Обеспечивается снижение веса БПЛА, ударных нагрузок. 17 з.п. ф-лы, 22 ил.

Стыковочная система беспилотного летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам стыковки беспилотных летательных аппаратов. Стыковочная система беспилотного летательного аппарата содержит установленную на стыкуемом объекте стыковочную штангу с устройством стыковки и приемное стыковочное устройство. На стыковочной штанге непосредственно за устройством стыковки закреплено червячное колесо, выполненное с возможностью совмещения с установленным на приемном стыковочном устройстве средством позиционирования, состоящим из двух захватов. Каждый захват состоит из верхнего и нижнего рычагов, при этом на каждой паре верхних и на каждой паре нижних рычагов параллельно друг другу установлены червячные валы, выполненные с возможностью передачи усилия на вышеуказанное червячное колесо. Червячные валы приводятся во вращение электродвигателями. Захваты выполнены с возможностью сжатия и разжатия. Обеспечивается позиционирование и выравнивание летательного аппарата на заданный угол по отношению к горизонтальной плоскости ...

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.

СООСНЫЙ ПОДУЗЕЛ ТРАНСМИССИЯ/ЦЕНТРАЛЬНАЯ ВТУЛКА УЗЛА НЕСУЩИХ ВИНТОВ БЕСПИЛОТНОГО ВОЗДУШНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к соосному подузлу трансмиссия/центральная втулка узла несущих винтов беспилотного воздушного летательного аппарата. Сущность изобретения: соосный подузел содержит опорную конструкцию центральной втулки, установленную между соосными несущими винтами, верхний и нижний подузлы колец автомата перекоса несущих винтов, одноступенчатую трансмиссию, размещенную в многоэлементном корпусе, энергетическую подсистему. Согласно изобретению многоэлементный корпус трансмиссии содержит верхний и нижний вертикальные корпусы, размещенные вдоль оси фюзеляжа и соединенные с опорной конструкцией центральной втулки таким образом, что наружные поверхности верхнего и нижнего вертикальных корпусов выполняют функцию поверхности скольжения для верхнего и нижнего колец автомата перекоса, при этом в вертикальных корпусах трансмиссии установлены соответственно верхнее и нижнее коническое зубчатые колеса, каждое из которых выполнено за одно целое с валом соответствующего несущего винта, а опорная ...

КОМПАКТНАЯ МОБИЛЬНАЯ ОРУЖЕЙНАЯ ПЛАТФОРМА И СПОСОБ ЕЕ КОНСТРУИРОВАНИЯ

... 1. Компактная мобильная оружейная платформа, включающая множество сборок стволов, в которой каждая сборка стволов включает ствол, множество снарядов, расположенных по оси в указанном стволе с плотным рабочим контактом с каналом ствола, и отдельные метательные заряды для последовательного выброса снарядов через дульный срез ствола, по меньшей мере, одно из указанного множества сборок стволов включает ствол, который является элементом конструкции оружейной платформы. 2. Оружейная платформа по п.1, в которой ствол указанной, по меньшей мере, одной сборки стволов выполнен в виде относительно легкой трубы. 3. Оружейная платформа по п.2, в которой указанный ствол изготовлен из композитных материалов, типа технической пластмассы или углеродного волокна. 4. Оружейная платформа по п.2, в которой трубы сборки стволов объединены в общую сотовую структуру. 5. Оружейная платформа по п.1, в которой сборки стволов предназначены для выброса снарядов одновременно с противоположных концов указанных сборок ...

ВОЗВРАЩАЕМЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Изобретение относится к области летательных аппаратов, а более конкретно к беспилотным летательным аппаратам. Предлагаемое решение позволяет расширить область его использования посредством имитации действий корабельного противолодочного вертолета. Использование возвращаемого беспилотного летательного аппарата (БЛА) в целях затруднения действия подводных объектов (целей) позволяет при заданном наряде наблюдателей сократить требуемое время поиска или увеличить размеры районов обследования, увеличить количество сохраняемых кораблей (судов) при переходе через опасные районы. Новизна предлагаемого решения заключается в том, что на БЛА дополнительно установлены в модуле газотурбинного двигателя (ГТД) преобразователь шумов, в совокупности с ГТД имитирующий шумы силовой установки корабельного противолодочного вертолета; в модуле бортового разведывательного оборудования - имитатор приводнения сбрасываемых радиогидроакустических буев (РГБ) и устройство установки и сброса взрывных источников звука ...

УНИФИЦИРОВАННЫЙ МОБИЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС АВИАНАБЛЮДЕНИЙ

... 1. Унифицированный мобильный комплекс авианаблюдений, содержащий дистанционно пилотируемый летательный микроаппарат с автономной бортовой системой обеспечения полета летательного микроаппарата, бортовой приемопередающей аппаратурой и видеокамерой с передатчиком изображений, а также мобильный комплекс управления и обработки информации с наземной приемопередающей аппаратурой, приемником видеоизображений и радионавигационной системой управления летательным микроаппаратом, отличающийся тем, что в него введена автоматизированная телекоммуникационная воздушная платформа и, по меньшей мере, один дополнительный летательный микроаппарат, при этом автоматизированная телекоммуникационная воздушная платформа связана с источником питания и мобильным комплексом управления и обработки информации кабель-тросом, а в состав радионавигационной системы управления мобильного комплекса управления введены персональные комплексы управления по числу летательных микроаппаратов и мобильный наземный комплекс планирования ...

Способ определения кренов дымовых труб с помощью беспилотного летательного аппарата

Способ относится к области геодезии, аэрофотосъемки и может быть использован для определения величины крена дымовых труб при помощи беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Технический результат заявленного изобретения в сравнении с прототипом заключается в возможности определения значений сечений и кренов дымовых труб, повышении точности определяемых геометрических параметров, сокращении времени процесса камеральной обработки полученных при помощи БПЛА данных, создании развертки наружной поверхности и формировании технического паспорта дымовой трубы в автоматическом режиме. 1 ил.

СПОСОБ ПЕРЕВОЗКИ ГРУЗОВ ПО ВОЗДУХУ, ТРАНСПОРТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ И СИСТЕМА ДЛЯ ПЕРЕВОЗКИ ГРУЗОВ ПО ВОЗДУХУ

... 1. Способ перевозки по воздуху различных грузов в разные пункты (26, 28, 30) назначения, включающий:подъем в воздух транспортного летательного аппарата (10),прохождение транспортным летательным аппаратом (10) по меньшей мере трех зон (14, 16, 18) воздушного пространства, каждая из которых относится к одной станции (20, 22, 24), идоставку груза с одной из станций (20, 22, 24) на транспортный летательный аппарат (10) и/или с транспортного летательного аппарата (10) на соответствующую станцию (20, 22, 24) при помощи челночного летательного аппарата (32), причем передачу груза с челночного летательного аппарата (32) на транспортный летательный аппарат (10) и/или с транспортного летательного аппарата (10) на челночный летательный аппарат (32) совершают в воздухе, и каждый челночный летательный аппарат (32) используют только для перевозки грузов на соответствующую станцию (20, 22, 24), которой поставлен в соответствие пункт (26, 28, 30) назначения соответствующего груза.2. Способ по п.1, отличающийся ...

СПОСОБ ДИСТАНЦИОННОГО ОБЕЗВРЕЖИВАНИЯ РАДИОУПРАВЛЯЕМЫХ ВЗРЫВНЫХ УСТРОЙСТВ

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Устанавливаемый на нагрузке и закрепляемый на ней летательный аппарат, в котором нагрузкой является летчик или устройство дистанционного управления, оборудован закрепляемым на нагрузке опорным устройством, приводным устройством с поршневым двигателем, который для создания воздушного потока прямо соединяется с рабочим колесом лопастного компрессора с помощью вращающегося приводного валаб, а также оснащен не менее, чем двумя удлинительными трубами, заканчивающимися выходными соплами, расположенными сбоку рядом с грузом или летчиком; эти сопла можно регулировать для изменения направления выходящего потока воздуха. С помощью выходных сопел создается подъемная сила, обеспечивающая зависание летчика или нагрузки над землей. Лопастной компрессор оснащен всасывающей воронкой, которая в нормальном полетном положении летательного аппарата находится практически в горизонтальном положении над летчиком или нагрузкой. Вращающийся приводной вал привода лопастного компрессора установлен практически в вертикальном ...

Способ повышения эффективности перевозки груза летательными аппаратами с электрической винтомоторной силовой установкой

Посадочная платформа для БПЛА вертикального взлета и посадки

Изобретение относится к конструкции посадочной платформы для беспилотного летательного аппарата (далее - БПЛА) вертикального взлета и посадки и может применяться при разработке автоматических станций зарядки и обслуживания БПЛА. Посадочная платформа БПЛА вертикального взлета и посадки содержит посадочную поверхность, электрические контакты и устройство позиционирования БПЛА. Устройство позиционирования выполнено в виде ирисовых диафрагм, соединенных с приводом закрывания/открывания. Устройство позиционирования может быть выполнено в виде ирисовых диафрагм, соединенных с приводом закрывания/открывания, и воронок, причем общее количество ирисовых диафрагм и воронок составляет не более максимального количества опор БПЛА. Обеспечивается повышение точности позиционирования БПЛА на посадочной платформе. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 36 ил.

СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ ЛОЖНОЙ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ ГРУППОЙ МАЛОРАЗМЕРНЫХ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ТИПА "РОЙ"

ЭЛЕМЕНТ БЕЗОПАСНОЙ ТРАНСПОРТНОЙ СИСТЕМЫ ДЛЯ ЛЕТАЮЩИХ РОБОТОВ

Изобретение относится к области авиации, в частности к авиационным транспортным системам. Элемент безопасной транспортной системы для летающих роботов представляет собой ферму, содержащую защитные элементы, ограничивающую воздушное пространство и расположенную на расстоянии от поверхности земли. Ферма крепится над поверхностью земли при помощи дополнительных конструкций, расположенных на поверхности земли или на элементах транспортной или городской инфраструктуры. Элемент безопасной транспортной системы содержит навигационные метки для летающих роботов. Навигационные метки могут быть выполнены в виде излучателей или приемопередатчиков радиоволн в различных диапазонах, или визуальных знаков для навигации летающих роботов. Ферма может иметь квадратную, или прямоугольную, или круглую, или овальную, или ромбовидную, или трапециевидную форму поперечного сечения. В качестве дополнительных конструкций могут использоваться опорные балки или стойки. Достигается возможность создания безопасной транспортной ...

Беспилотный летательный аппарат самолетного типа для обнаружения пропавшего человека

Изобретение относится к авиационной технике. Беспилотный летательный аппарат самолетного типа для обнаружения пропавшего человека содержит корпус, встроенную бортовую вычислительную систему, модуль определения пространственных координат, модуль связи, аудиорегистратор. Летательный аппарат имеет два громкоговорителя, усилитель звукового сигнала, две антенны F типа, радиомодуль передачи данных с компьютера и звукового сигнала с аудиорегистратора. Компьютер подключен через интерфейс питания к распаечной коробке, имеет возможность соединения с камерой наблюдения в виде беззеркальной фотокамеры и радиомодулем передачи данных с компьютера и звука с аудиорегистратора в виде высокочувствительного микрофона, жестко закрепленного на одном крыле. Между громкоговорителями размещен парашютный люк. Модуль определения пространственных координат выполнен с антенной GPS/Glonass приемника и соединен с полетным контроллером. Модуль связи выполнен в виде радиомодуля телеметрии и управления. Бортовой обрабатывающий ...

СПОСОБ ОПЕРАТИВНОГО ВОЙСКОВОГО РЕМОНТА СЛОЖНЫХ СИСТЕМ ВООРУЖЕНИЯ И ВОЕННОЙ ТЕХНИКИ НА МЕСТЕ ДИСЛОКАЦИИ С ПРИМЕНЕНИЕМ КВАДРОКОПТЕРА

Изобретение относится к способу оперативного войскового ремонта сложных технических систем (СТС), включая системы вооружения и военной техники, на месте дислокации с применением квадрокоптера. Для реализации способа используют мобильный ремонтно-диагностический комплекс (МРДК) с размещенными в нем технологическими рабочими местами (ТРМ), технологическим оборудованием, запасными частями и принадлежностями по профилю обслуживания СТС, автоматизированную систему управления (АСУ) на основе компьютера с размещенной в его памяти базой справочных данных по СТС, каталожной базой данных по составным частям (СЧ) СТС, базой данных электронного архива эксплуатационной и ремонтной документации по СТС, базами данных комплектов запасных частей, перечнем ремонтопригодных и неремонтопригодных сменных элементов и указаниями, в состав МРДК дополнительно вводится квадрокоптер, оборудованный системой крепления технологической тары для сменных элементов СЧ СТС и возможностью их доставки к месту дислокации. Повышается ...

ЛЕГКИЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТОЛЕТНОГО ТИПА

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к малоразмерным беспилотным летательным аппаратам. Беспилотный летательный аппарат вертолетного типа содержит цилиндрический корпус, в центральной части которого по оси его симметрии размещена силовая установка с двумя соосными винтами противоположного вращения, закрепленными на валах электродвигателей, несколько управляющих лопаток, находящихся внутри корпуса в зоне действия воздушного потока от винтов и закрепленных на валах соответствующих сервоприводов. Количество лопаток и соответствующих сервоприводов равно трем. Каждая лопатка является фигурной многосоставной, состоит из двух или более вставленных друг в друга замкнутых жестких полос, криволинейные поверхности которых соответствуют боковым поверхностям эллиптических цилиндров, образующие прямые которых при нейтральном положении сервоприводов имеют вертикальное направление. Ось вращения каждого сервопривода лежит в средней горизонтальной секущей плоскости лопатки и совпадает с ...

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.

АВТОМАТИЧЕСКИЙ МУЛЬТИРОТОРНЫЙ АППАРАТ ТРАНСПОРТЕР ДЛЯ ОПЕРАТИВНОЙ ДОСТАВКИ МЕДИКАМЕНТОВ, ПРОДОВОЛЬСТВИЯ И ДРУГОГО ГРУЗА ЧЕРЕЗ ОПАСНУЮ ДЛЯ ЧЕЛОВЕКА ЗОНУ

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных транспортных летательных аппаратов. Автоматический мультироторный летательный аппарат – транспортер (АМАТ) состоит из несущей пространственной рамы, группы электрических бесколлекторных двигателей, лопастей, выполненных с возможностью поднятия каждой вертикально на 90 градусов, электронных устройств изменения частоты вращения каждого двигателя, единого блока управления, комплекса автоматического пилотирования, системы позиционирования, датчиков скорости, высоты, препятствия, барометрического датчика, гироскопа, компаса, акселерометра, радиодальномера, двух GPS/Глонасс модулей, бортового прием-передатчика. Аппарат также содержит грузовую платформу с бортами по ее периметру, приспособления для крепления груза, датчики давления, расположенные на опорах рамы АМАТ, блок ввода данных для полета с экраном и памятью, трехпозиционный тумблер управления началом выполнения полета, устройство зарядки аккумуляторов. Обеспечивается ...

Многоцелевой БПЛА-перехватчик

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных перехватчиков. Многоцелевой БПЛА-перехватчик содержит в качестве полезной нагрузки таран с ударной частью, устройство поглощения энергии удара, имеющее шарнир и демпфер в виде амортизатора. На таране установлены рамка с растянутой сеткой и гарпун. В корпусе установлен сервопривод изменения положения тарана. Ударная часть тарана выступает от корпуса на расстояние F. Система наведения выполнена с возможностью обеспечить тарану контактный перехват цели, при этом система наведения обеспечивает бесконтактный пролет корпуса рядом с целью на расстоянии R, меньшем чем расстояние F. Обеспечивается расширение функциональных возможностей беспилотных летательных аппаратов для перехвата малоразмерных воздушных целей. 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

СПОСОБ ПОИСКА ПРИЗЕМЛИВШЕГОСЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к способу поиска приземлившегося беспилотного летательного аппарата (БЛА). При контакте БЛА с земной поверхностью автоматически активируется установленный на его борту маячковый передатчик, путем радиопеленгации которого определяют местоположение приземлившегося БЛА и осуществляют его розыск для последующей эвакуации. На борту БЛА дополнительно установлен блок светозвукового информирования, автоматически активирующийся в момент касания БЛА поверхности земли и выключающийся автоматически при подъеме БЛА на определенную высоту над поверхностью земли или вручную. Достигается сокращение времени поиска приземлившегося БЛА. 9 з.п. ф-лы.

МНОГОВИНТОВОЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Многовинтовой беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки (МБЛА ВВ) содержит несущую круговую многолучевую раму, изготовленную из углепластика, полусферу, выполненную из непроницаемой оболочки, заполненной гелием, ниппель для заправки оболочки гелием, подъемно-маршевые электродвигатели, алюминиевые ребристые рубашки охлаждения подъемно-маршевых электродвигателей, датчик углов крена, лыжеобразное шасси. На всей поверхности полусфер размещены пленочные солнечные батареи. В полости малой полусферы размещена стандартная аппаратура управления, аппаратура целевого назначения, контроллер заряда-разряда, аккумуляторные батареи, обеспечивающие работу электродвигателей, шаровой маятниковый подвес. Достигается повышение эксплуатационных свойств БПЛА. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

СПОСОБ ЗАХВАТА БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Изобретение относится к способам и методам захвата и поражения беспилотных летательных аппаратов. Способ захвата малогабаритных беспилотных летательных аппаратов противника основан на уменьшение времени для захода на позицию БЛА для осуществления захвата БЛА. Использование механизма перемещения, механизма вращения и устройства отстрела, выполненного в виде пушки, позволит значительно сократить время для осуществления захвата БЛА противника и при этом не осуществлять лишних маневров при заходе на позицию для последующего захвата, что значительно повысит показатели боевой эффективности БЛА. 2 ил.

Система посадки беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки

Изобретение относится к системам посадки беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Система состоит из воздушного модуля, закрепляемого на летательном аппарате, и модуля посадки. Воздушный модуль содержит корпус, с размещенным в корпусе блоком электронного управления, шарообразный якорь, размещенный на жесткой стойке. На нижней части якоря выполнены электрические контакты. Модуль посадки выполнен в виде устройства захвата. Устройство захвата состоит из купола с установленными в нижней части купола створками, выполненными с возможностью открытия внутрь купола. В каждой створке выполнен паз, таким образом, что в закрытом положении створок данные пазы образуют отверстие, в которое плотно помещается стойка якоря воздушного модуля системы посадки. Створки выполнены с подпружиненными контактами. Осуществляется фиксация аппаратного модуля в модуле посадки системы посадки и зависании в воздухе, с целью дальнейшей зарядки аппарата через якорь. Достигается большая точность ...

Беспилотный летательный аппарат с турбореактивным двигателем

Беспилотный летательный аппарат с турбореактивным двигателем, характеризующийся тем, что состоит из корпуса с крылом и оперением, основного топливного бака с системой топливной и системой наддува, ТРД, размещенного снаружи корпуса, дополнительного подвесного сбрасываемого топливного бака с аэродинамическими поверхностями, узлами крепления и разделения с корпусом. Дополнительный подвесной сбрасываемый топливный бак имеет покрытие из радиопоглощающего материала и состоит из двух отсеков, каждый из которых содержит систему топливную, общую систему наддува с узлами стыковки и расстыковки. Первый отсек расположен перед входным устройством ТРД и имеет воздухозаборное устройство, соединенное с входным устройством ТРД через уплотнение. Второй отсек расположен сзади ТРД и содержит канал с теплозащитным покрытием и соединен с соплом ТРД через уплотнение и устройство эжекции забортного воздуха. Изобретение направлено на снижение лобового аэродинамического сопротивления. 2 ил.

СПОСОБ И СИСТЕМА ОБРАБОТКИ ЗОН ПОСЕВА СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫХ КУЛЬТУР НА ОСНОВАНИИ ДАННЫХ МОНИТОРИНГА

Группа изобретений относится к области сельского хозяйства, в частности к средствам и методам для управления робототехникой и аграрной техникой для обработки зон посева сельскохозяйственных культур на основании данных мониторинга. В способе осуществляют аэросъемку по меньшей мере одной зоны посева сельскохозяйственных культур, на основании которой получают набор изображений, характеризующих по меньшей мере один тип растительной культуры. Формируют NDVI карту на основании упомянутых данных съемки, отображающую состояние здоровья засеянных культур, причем упомянутое состояние определяется на основании сравнения показателей полученной NDVI карты с эталонными показателями здоровья, соответствующими одному или более типам культур. Определяют по меньшей мере одну зону обработки культур, вид обработки и план обработки растений, включающий маршрут перемещения автоматизированного средства обработки растений для каждой соответствующей зоны на основании упомянутых данных о состоянии здоровья культуры ...

Посадочная платформа для беспилотного летательного аппарата

Посадочная платформа БПЛА содержит многоярусные воронки с возможностью телескопического складывания определенным образом, направляющие и основания. Обеспечивается расширения возможностей посадочной платформы для возможности приема БПЛА с низким клиренсом или низкой посадкой подвешенного груза. 22 з.п. ф-лы, 31 ил.

КАТАПУЛЬТА ДЛЯ ЗАПУСКА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к авиации. Катапульта для запуска беспилотного летательного аппарата содержит короб (2), оснащенный направляющими, гибкую упругую связь, источник энергии. Короб (2) выполнен с возможностью расположения внутри него беспилотного летательного аппарата и его свободного перемещения в пределах пространства между направляющими (2). Источник энергии выполнен на базе привода с вращательным движением. Гибкая упругая связь выполнена в виде двух замкнутых связующих тел (9), расположенных внутри короба и синхронно перемещающихся вдоль направляющих при помощи, по меньшей мере, четырех роликов (4, 5), установленных в коробе (2), два из которых находятся на одной оси (6) с приводом на одном конце направляющих (2), а два за противоположным концом направляющих (2). Связующие тела (9) выполнены с возможностью зацепления через отверстия с зацепами летательного аппарата и высвобождения зацепов из зацепления при проходе отверстия с зацепом через ролики при вылете беспилотного летательного ...

ПРОГРАММНО-АППАРАТНАЯ ПЛАТФОРМА УЧЕТА И ХРАНЕНИЯ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ (ВАРИАНТЫ)

САМОЛЕТ ПОНИЖЕННОЙ РАДИО- И ТЕПЛОЗАМЕТНОСТИ ПАЛУБНОГО И НАЗЕМНОГО БАЗИРОВАНИЯ С СИСТЕМОЙ АНТЕНН КРУГОВОГО ОБЗОРА

... 1. Самолет пониженной радио- и теплозаметности палубного и наземного базирования с системой антенн кругового обзора, содержащий фюзеляж, крыло, оперение, силовую установку и шасси, отличающийся тем, что центральная часть крыла выполнена с большим сужением, передние и задние кромки которой радиопрозрачные и в них размещены антенны кругового обзора.2. Самолет пониженной радио- и теплозаметности палубного и наземного базирования с системой антенн кругового обзора по п.1, отличающийся тем, что фюзеляж выполнен с носовым и хвостовым обтекателями, в которых размещены дополнительные антенны, обеспечивающие общую круговую диаграмму обзора.3. Самолет пониженной радио- и теплозаметности палубного и наземного базирования с системой антенн кругового обзора по п.1, отличающийся тем, что на нижней поверхности центральной части крыла перед задними радиопрозрачными обтекателями установлены простые щитки.4. Самолет пониженной радио- и теплозаметности палубного и наземного базирования с системой антенн кругового ...

Устройство для разделения элементов конструкций летательных аппаратов

1. Устройство для разделения элементов конструкций летательных аппаратов, состоящее из замка электростатического (ЗЭС); при этом ЗЭС представляет собой устройство, которое содержит контактную пару электродов ЗЭС, разделенную узким слоем диэлектрика; при этом ЗЭС может находиться в двух состояниях: в закрытом состоянии, когда на контактную пару электродов ЗЭС, приведенных в состояние примыкания друг к другу через разделяющий их диэлектрик, подано электрическое напряжение, при этом на электродах образуются электрические заряды противоположного знака и электроды удерживаются в данном состоянии примыкания друг к другу силой электростатического притяжения между электродами, и эта сила, таким образом, является силой удержания ЗЭС в закрытом состоянии; и ЗЭС может находиться в открытом состоянии, когда с контактной пары электродов ЗЭС снято напряжение и электроды могут свободно отделяться друг от друга; при этом ЗЭС состоит из двух частей, которые соединены и удерживаются в связанном состоянии друг с другом электростатической силой удержания ЗЭС, и ЗЭС при этом находится в закрытом состоянии, и на которые ЗЭС разделяется при переходе в открытое состояние; при этом одна из этих частей ЗЭС может соединяться с одним из разделяемых элементов конструкции летательного аппарата, а другая часть может соединяться с другим элементом конструкции летательного аппарата.2. Устройство для разделения элементов конструкций летательных аппаратов по п. 1, отличающееся тем, что в ЗЭС в качестве диэлектрика, разделяющего контактную пару электродов ЗЭС, содержит любую комбинацию из следующих диэлектрических материалов: сегнетокерамический диэлек РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 161 197 U1 (51) МПК E05B 47/00 (2006.01) B64D 47/00 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ТИТУЛЬНЫЙ (21)(22) Заявка: ЛИСТ ОПИСАНИЯ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2015128145/11, 13.07.2015 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 13.07.2015 (72) Автор(ы): Обжиров Евгений Анатольевич ...

Авиабайк

1. Авиабайк, содержащий платформу с посадочным местом и средствами управления и связанные с ней движители, отличающийся тем, что движители выполнены в виде нескольких автономных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), расположенных по разные стороны относительно платформы, связь каждого из БПЛА с платформой выполнена в виде тяги, шарнирно соединенной с платформой с одной стороны и с БПЛА - с другой, при этом шарнирное соединение с платформой выполнено в виде одноосевого шарнира, а с БПЛА - в виде двухосевого.2. Авиабайк по п. 1, отличающийся тем, что тяги соединения платформы с БПЛА снабжены средствами электроуправления.3. Авиабайк по п. 1, отличающийся тем, что тяги соединения платформы с БПЛА снабжены средствами гидроуправления.4. Авиабайк по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что тяги соединения платформы с БПЛА снабжены демпфирующими устройствами.5. Авиабайк по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что в качестве БПЛА использованы монокоптеры.6. Авиабайк по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что в качестве БПЛА использованы мультикоптеры.7. Авиабайк по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что в качестве БПЛА использованы конвертопланы.8. Авиабайк по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что платформа содержит дополнительное пассажирское посадочное место.9. Авиабайк по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что платформа содержит место для размещения груза.10. Авиабайк по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что платформа содержит автономный источник электроэнергии, а двигатели БПЛА электрические.11. Авиабайк по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что каждый из БПЛА снабжен автономной системой позиционирования в пространстве, и все вместе -системой точного взаимного позиционирования.12. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 165 581 U1 (51) МПК B64C 29/00 (2006.01) B64C 27/20 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ТИТУЛЬНЫЙ (21)(22) Заявка: ЛИСТ ОПИСАНИЯ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2016132421/11, 05.08.2016 (24) Дата начала отсчета ...

Привязной беспилотный летательный аппарат

Стационарный беспилотный летательный аппарат относится к авиационной технике, в частности, к беспилотным летательным аппаратам ближнего и малого радиуса действия. На корпусе (1) с аккумулятором и аппаратурой управления и наблюдения закреплено как минимум одно крыло (2), которое имеет V-образный профиль и обеспечивает полет в процессе планирования. На крыле (2) симметрично относительно центра масс летательного аппарата установлены четыре мотор-генератора (3) с воздушными винтами (4), обеспечивающие вертикальный взлет и посадку и вырабатывающие в процессе планирования, за счет набегающего потока воздуха, электроэнергию для питания аппаратуры управления и наблюдения и зарядки аккумулятора. Леер (5) прикреплен одним концом к корпусу (1), а другим к земле и удерживает стационарный беспилотный летательный аппарат над одним местом и под углом к воздушному потоку наподобие «воздушного змея». Технический результат заключается в увеличении длительности полета беспилотного летательного аппарата и обеспечении электроэнергией аппаратуры управления и наблюдения беспилотного летательного аппарата. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 169 165 U1 (51) МПК B64C 27/08 (2006.01) B64C 39/02 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ФОРМУЛА ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ (21)(22) Заявка: 2016122267, 03.06.2016 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 03.06.2016 (72) Автор(ы): Долгинцев Владимир Иванович (RU) (73) Патентообладатель(и): Долгинцев Владимир Иванович (RU) 07.03.2017 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: US 20150375852 A1, 31.12.2015. RU Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 03.06.2016 2441809 C2, 10.02.2012. RU 20169104 C1, 20.06.2001. RU 156961 U1, 20.11.2015. Адрес для переписки: 662501, Красноярский край, г. Сосновоборск, ул. 9й Пятилетки, 28, кв. 70, Долгинцев В.И. R U (57) Формула полезной модели Привязной беспилотный летательный аппарат, характеризующийся наличием корпуса с аккумулятором и ...

Вычислительный модуль авиационного комплекса

Полезная модель относится к области вычислительной техники и интегрированной модульной авионики и может быть использована в малогабаритных авиационных комплексах, предназначенных для оснащения, преимущественно воздушных судов легкой и сверхлегкой авиации. Сущность полезной модели - вычислительный комплекс выполнен в виде безвентиляторной процессорной платы формата РС/104 с LAN (10/100) с возможностью соединения по системной шине ввода-вывода с двухканальным интерфейсом с первым и вторым резистивными цифро-аналоговыми преобразователями, с интерфейсом инерциальной навигационной системы, с интерфейсом спутниковой навигационной системы, с интерфейсом транспондера, с интерфейсом системы радионавигации, с интерфейсом аудиосистемы, с интерфейсом системы УКВ радиосвязи, соединенным линейным аудиоканалом с интерфейсом аудиосистемы, с интерфейсом цифро-аналогового преобразования, а также с интерфейсом резервного источника питания, с интерфейсом Flash-накопителей и через два последовательных USB-интерфейса с планшетными компьютерами. 1 ил. Ц 1 173478 ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) (11) зе аз га (13) (51) МПК ВбАР 47/00 (2006.01) СОбЕ 1/00 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21)(22) Заявка: 2016152754, 30.12.2016 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 30.12.2016 Дата регистрации: 29.08.2017 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 30.12.2016 (45) Опубликовано: 29.08.2017 Бюл. № 25 Адрес для переписки: 117405, Москва, М-405, Варшавское ш., 143, корп. 1, кв. 110, Борисову Э.В. (72) Автор(ы): Васин Павел Владимирович (КО), Великовский Сергей Михайлович (КП), Плешков Дмитрий Васильевич (КП) (73) Патентообладатель(и): Васин Павел Владимирович (КО), Великовский Сергей Михайлович (КП), Плешков Дмитрий Васильевич (КО) (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: КО 135428 01, 10.12.2013. КО 47096 01, 10.08.2005. 05 20130083960 АТ, 04.04.2013. 0$ 8301867 В1, 30.10.2012. (54) Вычислительный модуль ...

Беспилотный летающий опрыскиватель

Полезная модель относится к области сельскохозяйственного машиностроения, в частности к конструкциям устройств для внесения жидких средств защиты растений беспилотными летательными аппаратами вертикального взлета и посадки.Для упрощения конструкции в беспилотном летающем опрыскивателе, включающем беспилотный летающий аппарат вертикального взлета и посадки 1, содержащий моторы 2, несущие винты 3, раму 4, опрыскивающее оборудование 5, состоящее из резервуара 6 для жидкости, расположенного в верхней части рамы 4, электромагнитного клапана 21, форсунок 9, по периметру рамы 4 закреплены лучи 10 трубчатого профиля, на консольных участках которых распложены моторы 2 и несущие винты 3, согласно полезной модели, рама 4 имеет пластину 11 и пластину 12, между которыми расположены стойки 13, выполненные в виде телескопических труб, внутри которых расположены пружины 16, а резервуар 6 для жидкости выполнен из эластичного материала и размещен между пластиной 11 и пластиной 12, при этом лучи 10 трубчатого профиля с одной стороны соединены с резервуаром 6 для жидкости, а с другой стороны - с форсунками 9.Применение полезной модели позволит: упростить конструкцию беспилотного летающего опрыскивателя, увеличить время полета беспилотного летающего опрыскивателя при прочих равных условиях. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 194 376 U1 (51) МПК B64D 1/18 (2006.01) B64C 27/08 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (52) СПК B64D 1/18 (2019.08); B64C 27/08 (2019.08) (21)(22) Заявка: 2019119746, 24.06.2019 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: Дата регистрации: Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 24.06.2019 (45) Опубликовано: 09.12.2019 Бюл. № 34 1 9 4 3 7 6 R U (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 179386 U1, 11.05.2018. CN 104843179 A, 19.08.2015. US 20170158331 A1, 08.06.2017. CN 205931280 U, 08.02.2017. WO 2018136498 A1, 26.07.2018. (54) Беспилотный летающий опрыскиватель (57) Реферат: ...

Method and system of securing cargo

A method and system of securing cargo for preventing access to cargo during transportation is disclosed. In an embodiment, the system comprises a security net adapted for covering the cargo, the net comprising a panel with a periphery. The panel is made from a net with holes of sufficiently small size to prevent objects from readily being inserted therethrough without causing a tear thereto. The periphery contains a plurality of openings. The system also comprises a plurality of security locks adapted for locking onto a pallet beneath the cargo and coupling onto one of the plurality of openings. Each security lock has a first identifier for identifying whether the plurality of security locks belong to a predetermined set.

System, floating unit and method for elevating payloads

A method, system and a floating unit. The floating unit includes a propeller, a frame, a propeller motor that is configured to rotate the propeller about a first axis; wherein the propeller motor is coupled to the frame, a movable steering element; a controller, for controlling at least one of the propeller motor and the movable steering unit to affect at least one of a location and an orientation of the floating unit; and an interfacing module for coupling a payload to the floating unit and for receiving power from a connecting element that couples the floating unit to a ground unit; wherein the power received by the power interface is utilized to power the propeller motor and the controller.

Articulated Sensor Support Structure

Embodiments include an assembly comprising: (a) a camera support structure comprising: a masthead disposed on the distal end of a mast wherein the masthead is configured to receive an imaging element; where a proximal end of the mast rotatably engaging an azimuth-elevation joint assembly wherein the azimuth-elevation joint assembly comprises a first angular actuator of a first rotational degree-of-freedom and a second angular actuator of a second rotational degree of freedom; and (b) a camera support structure housing comprising an aperture and a hatch wherein the hatch is resiliently biased to close the aperture; and wherein the camera support structure is configured to overcome the hatch resilient bias by at least one of: the release of a pin restraining a loaded spring and a rotational actuation of the mast via at least one of the first angular actuator and the second angular actuator.

System and method for controlling unmanned aerial vehicle

An unmanned aerial vehicle (UAV) includes a driving unit and a control unit. The control unit detects a human figure in an image of a scene of a monitored area, determines coordinate differences between the scene image's center and the figure image's center, and determines a tilt direction and a tilt angle of a lens of the image capture unit based on the coordinate differences. If the tilt angle falls within an allowable rotation range of the lens, the control unit controls the driving unit to directly rotate the lens by the tilt angle along the tilt direction. Otherwise, the control unit controls the driving unit to rotate the lens by a threshold angle along the tilt direction, and further controls the driving unit to adjust a flight orientation and a flight height of the UAV until the figure image's center superposes the scene image's center.

RADIO CONTROLLED AIRCRAFT, REMOTE CONTROLLER AND METHODS FOR USE THEREWITH

A radio controlled (RC) vehicle includes a receiver that is coupled to receive an RF signal from a remote control device, the RF signal containing command data in accordance with a first coordinate system, wherein the first coordinate system is from a perspective of the remote control device. A motion sensing module generates motion data based on the motion of the RC vehicle. A processing module transforms the command data into control data in accordance with a second coordinate system, wherein the second coordinate system is from a perspective of the RC vehicle. A plurality of control devices control the motion of the RC vehicle based on the control data. 1. A radio controlled (RC) vehicle comprising:a receiver that is coupled to receive an RF signal from a remote control device, the RF signal containing command data in accordance with a first coordinate system, wherein the first coordinate system is from a perspective of a user of the remote control device;a motion sensing module, that generates motion data based on the motion of the RC vehicle;a processing module, coupled to the motion sensing module and the receiver, that transforms the command data into control data, based on the motion data, and in accordance with a second coordinate system, wherein the second coordinate system is from a perspective of the RC vehicle; anda plurality of control devices, coupled to the processing module, that control the motion of the RC vehicle based on the control data.2. The RC vehicle of wherein the command data includes roll-axis command data and pitch-axis command data claim 1 , the control data includes roll-axis control data and wherein the processor generates the roll-axis control data based on the roll-axis command data and pitch-axis command data.3. The RC vehicle of wherein the motion data includes yaw-axis motion data and the processor generates the roll-axis control data as a function of the roll-axis command data claim 2 , pitch-axis command data and the yaw-axis ...

Camera stabilization mechanism

Camera mount systems are disclosed herein. In one embodiment, a camera mount system is provided, including a first and a second axial arm configured to mount a camera system. The camera mount system further includes a plurality of pistons configured to attach the first and the second axial arms to a vehicle frame. The camera mount system also includes a plurality of springs configured to attach the first and the second axial arms to the vehicle frame, wherein the first and the second axial arms are disposed underslung to the vehicle frame, and wherein the pistons enable a first movement of the first and the second axial arms about a geometric plane and the springs enable a second movement of the first and the second axial arms along an axis normal to the geometric plane.

Energy Protection Device For An Aircraft

The device () comprises means () for automatically deactivating an energy protection function and for automatically managing an autothrottle (), when the return of the aircraft in an operational flight domain is detected after the activation of the protection function. 2. The method according to claim 1 , the current corrected speed of the aircraft is larger, during at least one predetermined period of time, than the sum of a reference speed depending on the current flight configuration of the aircraft and of a predetermined threshold value; and', 'the conditions for triggering the energy protection are not longer achieved., 'wherein, at step c), a return of the aircraft back to said operational flight domain is detected, when the two following conditions are simultaneously met3. The method according to claim 1 ,wherein at step d):d1a) if the memorized engagement state indicates that the autothrottle was engaged upon triggering the protection function, said autothrottle is maintained engaged; andd1b) if the memorized engagement state indicates that the autothrottle was disengaged upon said triggering, said autothrottle is automatically disengaged, out of a particular situation of going around of the aircraft.4. The method according to claim 3 ,wherein, if the aircraft is in a go around situation in the case a return back to the operational flight domain is detected and if it is not in a smooth configuration, the autothrottle is maintained engaged at step d1b).5. The method according to claim 1 ,wherein at step d):d2a) if the memorized engagement state indicates that the autothrottle was engaged upon triggering the protection function, said autothrottle is maintained engaged; andd2b) with the exception of two particular situations, if the memorized engagement state indicates that the autothrottle was disengaged upon said triggering, said autothrottle is maintained engaged, but a target speed of the autothrottle is synchronized with a maneuver speed.6. The method ...

Method And Device For Controlling Engine Speed Of An Aircraft During A Take-Off

According to the invention, the device () comprises means () for automatically controlling the speed of engines (M to M) in such a way that, as long as all engines of an aircraft (AC) do not have, at least at given moment of a take-off, a driving parameter value (N to N) roughly equal to a preset intermediate value of said parameter (N), the speed of engines cannot exceed an intermediate speed associated with said preset intermediate value. 3. The method according to claim 1 , wherein the engines are turbojets claim 1 ,{'b': '1', 'wherein the driving parameter associated with the engines is the ratio EPR between the gas pressures at the outlet and at the inlet of the engines, or the rotation speed N of the fan of the engines.'}4. The method according to claim 1 ,wherein the take-off is initiated when the throttle levers respectively associated with the engines are brought in a position corresponding to the determined take-off speed.5. The method according to claim 1 ,wherein the detection step is carried out continuously during the whole take-off.8. An aircraft claim 1 ,{'claim-ref': {'@idref': 'CLM-00006', 'claim 6'}, 'wherein it comprises a controlling device such as specified in .'} The present invention relates to a method and a device for controlling engine speed in a multi-engine aircraft during a take-off, as well as an aircraft provided with such a device.Although the present invention is particularly adapted for airplanes provided with turbojets, it is by no way limited to such an application. It could be equally implemented on airplanes provided with turboprop engines.It is known that such turbojets are controlled by a reliable parameter, referred to as a driving parameter, representative of the thrust level of said turbojets and that there are two kinds of driving parameters, one of them being the ratio EPR between the gas pressure at the outlet and at the inlet of the turbojets and the other one being linked to the speed N of the fan thereof.For a ...

AERODYNAMICALLY CONTROLLED GRAPPLE ASSEMBLY

An aerodynamically controlled grapple assembly includes a frame member secured to an associated load line and a streamlined body mounted to the frame member. The streamlined body includes a main lifting surface extending away from the body in a first direction and a vertical stabilizer extending away from the body in a second direction. A pair of grapple arms are movably connected to the frame member. 1. An aerodynamically controlled grapple assembly suspended as an external load from an associated flying vehicle , comprising:a frame member secured to an associated load line suspended from the associated vehicle;a streamlined body mounted to said frame member and encasing at least a portion of said frame member, said body comprising a vertical lifting surface and, spaced therefrom, a vertical stabilizer at least one of said vertical lifting surface and said vertical stabilizer being adapted to help orient said body in flight; and,a grapple mechanism mounted to said frame member in spaced relation to said vertical stabilizer.2. The aerodynamically controlled grapple assembly of wherein said grapple mechanism is spaced from said vertical lifting surface.3. The aerodynamically controlled grapple assembly of wherein said streamlined body encloses all of said frame member claim 1 , except for a pair of grapples of said grapple mechanism.4. The aerodynamically controlled grapple assembly of further comprising a ballast weight which is mounted to said frame member.5. The aerodynamically controlled grapple assembly of wherein said grapple mechanism is moved via an actuating mechanism.6. The aerodynamically controlled grapple assembly of wherein said actuating mechanism is activated remotely by wireless command.7. The aerodynamically controlled grapple assembly of wherein said vertical stabilizer includes a control surface claim 1 , said control surface being moved by an actuator.89-. (canceled)10. The aerodynamically controlled grapple assembly of wherein said grapple ...

APPARATUS, SYSTEM, AND METHOD FOR CONTROLLED INFRARED ILLUMINATOR

An apparatus for a controlled infrared illuminator includes an unmanned aerial system capable of sustained flight and an infrared light source coupled to the unmanned aerial system by attachment means. The infrared light source includes a plurality of laser diodes arranged in a pattern. The apparatus also includes a remote control that controls either the movements of the unmanned aerial system, the position of the infrared light source, or both. 1. An apparatus comprising:an unmanned aerial system capable of sustained periods of flight;an infrared light source coupled to the unmanned aerial system by attachment means, wherein the infrared light source comprises a plurality of laser diodes arranged in a pattern; anda remote control configured to control one or more of the movements of the unmanned aerial system and the position of the infrared light source.2. The apparatus of claim 1 , wherein the infrared light source provides one or more of light within the near infrared portion of the infrared spectrum and light within the mid infrared portion of the infrared spectrum.3. The apparatus of claim 1 , wherein the remote control adjusts one or more of the intensity and beam width of the infrared light source and is capable of turning the infrared light source on and off.4. The apparatus of claim 1 , wherein the infrared light source further comprises a control signal configured to receive claim 1 , translate claim 1 , and transmit one or more signals from the remote control to the infrared light source control.5. The apparatus of claim 1 , wherein subsets of the plurality of laser diodes are configured to alternately turn on and off such that the infrared light source processes more than one phase change.6. The apparatus of claim 5 , wherein the phase change of the infrared light source is controlled by at least one driver claim 5 , wherein each driver of the at least one drivers controls at least one laser diode.7. The apparatus of claim 1 , further comprising a ...

PILOT CYCLIC CONTROL MARGIN DISPLAY

A system to control flight of an aircraft includes a rotor blade, an actuator operably associated with the rotor blade, a controller operably associated with the actuator, and a flight control system. The flight control system having a subsystem adapted to modify a flight control limit of the aircraft based upon detection of an impending hazardous flight condition and a display showing available flight control limits provided by modification of design control limits based upon the detection of the impending hazardous flight condition. The method includes generating the control limits, modifying the control limits based upon the impending hazardous flight condition, and displaying the displacement of actuator position relative to the displayed control limits thus cueing the pilot as to the cyclic stick or pedal inputs required to increase the control margin from the impending hazardous condition 1. A rotary aircraft , comprising:a rotor blade;an actuator operably associated with the rotor blade, the actuator being configured to change the pitch of the rotor blade;a controller operably associated with the actuator; and a subsystem configured to modify a flight control limit of the aircraft based upon detection of an impending hazardous flight condition; and', 'a display configured to display a symbol identifying a displacement location of the controller relative to the flight control limits, the display showing a flight control envelope configured to morph in response to the aircraft approaching the impending hazardous flight condition., 'a flight control system, having2. The aircraft of claim 1 , further comprising:a first sensor operably associated with the actuator and the subsystem; anda second sensor operably associated with the rotor blade and the subsystem;wherein the subsystem utilizes information from the first sensor and the second senor to determine whether an impending hazardous flight condition exists.3. The aircraft of claim 1 , further comprising:a ...

FLIGHT CONTROL LAWS FOR AUTOMATIC HOVER HOLD

A system and method to control hovering flight of a rotary aircraft. The system including a lateral speed hold loop, a longitudinal loop, a vertical control loop, and a directional loop. The method includes defining a first flight envelope having a first groundspeed threshold; defining a second flight envelope having a second groundspeed threshold, the second flight envelope being defined within the first envelope; engaging a hover hold with a control law hover hold architecture as the aircraft enters the first flight envelope; and engaging a position hold with a control law position hold architecture as the aircraft enters the second flight envelope. 1. A method to control hovering flight of a rotary aircraft , the rotary aircraft having a longitudinal controller and a lateral controller , the method comprising:defining a first flight envelope having a first groundspeed threshold;defining a second flight envelope having a second groundspeed threshold, the second flight envelope being defined within the first envelope;engaging an automatic hover hold with a control law hover hold architecture as the aircraft enters the first flight envelope; andengaging an automatic position hold with a control law position hold architecture as the aircraft enters the second flight envelope.2. The method of claim 1 , further comprising:maneuvering the rotary aircraft within the first envelope with a translational rate command, the translational rate command being adapted to control longitudinal flight of the rotary aircraft with movement of the longitudinal controller and lateral flight of the rotary aircraft with movement of the lateral controller.3. The method of claim 1 , further comprising:disengaging the translational rate command as the aircraft groundspeed exceeds the first groundspeed threshold.4. The method of claim 1 , wherein the first groundspeed threshold is 10 knots.5. The method of claim 1 , wherein the second groundspeed threshold is 1 knot.6. The method of claim 1 , ...

Method, Device and System for Guaranteeing a Temporal Spacing Between an Aircraft and At Least One Reference Moving Object

A method is provided for guaranteeing a temporal spacing between an aircraft and at least one reference moving object, said spacing needing to be guaranteed no later than at a point in the flight plan called the point of interception, with the aircraft following a current flight plan. The feasibility of guaranteeing the spacing at a date Tcour by regulating the speed of the aircraft while maintaining the current flight plan is verified in a first step. In a second step it is verified whether the date Tcour is contained within a feasibility range. In a third step the current flight plan is modified when the feasibility is not verified, a lateral trajectory between the current position Xcour of the aircraft and the point of interception being implemented in this case such that the spacing can be attained by regulating the speed. 1. A method for guaranteeing a temporal spacing between an aircraft and at least one reference moving object , said spacing needing to be guaranteed no later than at a point in the flight plan called the point of interception , with the aircraft following a current flight plan , wherein the feasibility of guaranteeing the spacing at a date Tcour by regulating the speed of the aircraft while maintaining the current flight plan is verified comprising at least the following steps:determining two speed profiles Tmin(X), Tmax(X) which comply with the transit at a date ETAreq which guarantees the spacing and which is associated with the point of interception, a speed profile being composed of points indexed by a date and a position index, the two speed profiles Tmin(X), Tmax(X) being determined by taking into account the minimum speed and maximum speed, respectively, which the aircraft can attain,verifying whether the date Tcour is contained within a feasibility range, the two limits Bmin, Bmax of which are respectively equal to the values taken by the two speed profiles Tmin(X) and Tmax(X) for the position Xcour of the aircraft at the date Tcour, ...

LIFE-SAVING VEHICLE

The invention concerns a life-saving vehicle () designed as a hollow body with the form of a sphere or disk essentially flattened along a vertical axis () that demonstrates its greatest width in a horizontal plane () and which body, composed of an upper part () and a lower part (), limits an internal passenger compartment (), whereby the body comprises a stabilizing arrangement () that stabilizes the vehicle when it is in water, a telescopic arrangement (), a stabilization means () arranged at the lower part, which stabilization means can be displaced in a vertical direction downwards from the lower part through activation of the telescopic arrangement (). The vehicle, in order for it to travel not only in the air but also in water, comprises: a first and second rotor (), a motor () with an associated transmission (), a pair of propulsion units () and a stabilizing fin (). 1. A lifesaving vehicle comprising a hollow body , which body , comprises an upper part and a lower part and forms an internal passenger compartment , whereby the body comprises a stabilising arrangement with a float chamber that , stabilises the vehicle when it is in water , a telescopic arrangement arranged centrally in the body and extending vertically through the body and comprising an internal substantially cylindrical cover formed from substantially cylindrical tubes that are inserted telescopically one inside the other , a stabilisation system arranged at the lower part of the body and comprising a substantially disc-shaped unit that extends radially out from the vertical axis of the vehicle , and which stabilisation system can be displaced in a vertical direction downwards from the lower part through activation of the telescopic arrangement , the vehicle , in order for it to travel not only over land but also in water , comprising:a first and a second rotor mounted for rotation around a first and a second axis respectively in opposite directions of rotation, of which one rotor is arranged ...

System for assisting the pilot of an aircraft by haptic means

The invention relates to a system for assisting the pilot of an aircraft, which comprises aboard the aircraft: a computer, a set of sensors able to provide data to the computer and, a seat for the pilot equipped with haptic actuators controlled by the computer. The computer comprises means for controlling each actuator or groups of actuators independently of one another, as a function of the data provided by the sensors. The seat comprising a back and a cushion, the actuators of the back and of the cushion comprise single-axis mini-rams distributed in the back and the cushion of the seat, whose displacement axes are respectively perpendicular to the back and to the cushion of the seat.

DEVICE FOR FASTENING A FLUID TRANSPORT CIRCUIT TO AN ELEMENT OF THE STRUCTURE OF AN AIRCRAFT AND RELATED AIRCRAFT

The invention concerns a fastening device () for a fluid transport circuit to an element of the structure of an aircraft, with the fluid transport to circuit containing several portions (), each of which is made up of an external tube () positioned around an internal tube (). The fastening device () is characterized in that the fastening device () is positioned at a connection () between two portions () of the fluid transport circuit, and it contains a body () with a plate () intended to attach the fastening device () to the element () of the structure of the aircraft, this body () providing at least one sealed connection between the external tubes () of the two portions () and a support system guaranteeing appreciably constant radial clearance between the internal tube () and the external tube () of the two portions () of the fluid transport circuit. 121432244234210. A circuit for the transport of a fluid in an aircraft , containing an internal tube ( , ) surrounded by an external tube ( , ) , characterized in that it contains two portions ( , ) connected by a fastening device () of the said circuit to the structure of the aircraft , in which:{'b': 26', '27', '29', '62', '27', '22', '44', '40', '75', '33', '30', '21', '22', '43', '44', '23', '42, 'a body () with a plate (), including a cylindrical part (, ) of an appropriate diameter mechanically attached to the plate () and able to be connected in a sealed manner to an external tube (, ) and to the internal tube of said circuit by a support system (, , , ) that will guarantee a predetermined space between said internal and external tubes (, , , ) of the two portions (, )'}{'b': 32', '61, 'the plate contains a mechanical interface () that can be fixed to the structure () of an aircraft.'}{'b': 27', '36', '46', '22', '44', '21', '42, 'the plate () contains a mechanical interface () to fasten to a sleeve () associated with an external tube (, ) of the circuit and covering a junction of the body with an internal tube ...

METHOD FOR CONTROLLING A HIGH-LIFT DEVICE OR A FLIGHT CONTROL SURFACE, SYSTEM AND AIRCRAFT OR SPACECRAFT

The present invention discloses a method for controlling a high-lift device or a flight control surface of an aircraft or spacecraft, especially with a system according to the present invention, comprising the steps of receiving, at at least one first control unit, a command signal from a commander unit via a data network, providing a primary control signal to at least one secondary control unit via the data network, wherein the primary control signal depends on the received command signal, receiving, at the at least one second control unit, a sensor signal of one or more sensors of the high-lift device or flight control surface, and providing a secondary control signal to one or more actuators of the high-lift device or flight control surface, wherein the secondary control signal depends on the received sensor signal. Furthermore, the present invention discloses a system and an aircraft or spacecraft. 1. A method for controlling a high-lift device or a flight control surface of an aircraft or spacecraft comprising the steps of:receiving, at at least one first control unit, a command signal from a commander unit via a data network;providing a primary control signal to at least one secondary control unit via the data network, wherein the primary control signal depends on the received command signal;receiving, at the at least one second control unit, a sensor signal of one or more sensors of the high-lift device or flight control surface; andproviding a secondary control signal to one or more actuators of the high-lift device or flight control surface, wherein the secondary control signal depends on the received sensor signal and the primary control signal.2. The method according to claim 1 , wherein providing a secondary control signal comprises providing at least one of the secondary control units in one actuator and/or one sensor claim 1 , the actuator and/or sensor being directly connected to the primary control unit via a data network or being indirectly ...

Method and Device for Determining a Lateral Trajectory of an Aircraft and Associated Flight Management System

A method, and an associated device, is provided for the determination, by a flight management system of an aircraft, of a lateral trajectory of said aircraft on the basis of a predefined flight plan allowing consecutive conflicts to be resolved in an improved manner. This allows an improved lateral trajectory to be designed in the case where multiple trajectory conflicts exist. The trajectory obtained is closer to the flight plan defined by the pilot. The propagation of trajectory conflicts to the following flight segments is thus avoided. In fact, instead of propagating the trajectory conflict from one resolution to another, the method allows the conflict to be resolved in a space delimited at most by the input of the first conflict and the output of the last conflict. 1. A method for the determination , by a flight management system of an aircraft , of a lateral trajectory of said aircraft on the basis of a predefined flight plan , said flight plan comprising consecutive flight segments delimited by crossing points , said method comprising:calculating a first transition between a first segment and a second segment consecutive to the first segment and a second transition between the second segment and a third segment consecutive to the second segment,detecting a first conflict between the first transition and the second transition,if no conflict is detected, then returning to the transition calculation step applied to the second segment, to the third segment and to a fourth segment consecutive to the third segment,otherwise resolving the first detected conflict,calculating a third transition between the third segment and a fourth segment,detecting a second conflict between the second transition and the third transition,if no conflict is detected, then the return to the transition calculation step applied to the third segment, to the fourth segment and to a fifth segment consecutive to the fourth segment,otherwise jointly resolving the first conflict and the second ...

METHOD FOR THE AUTOMATIC MONITORING OF AIR OPERATIONS NECESSITATING GUARANTEED NAVIGATION AND GUIDANCE PERFORMANCE

A method is disclosed for automatic monitoring of a flight management assembly of an aircraft implementing air operations necessitating guaranteed navigation and guidance performance, wherein flight path data generated by first and second flight management systems respectively, are compared in order to check their consistency; first and second flight management systems transmit their flight path data to a third flight management system; the third flight management system receives a current position of the aircraft, calculates deviations between this current position and a flight path depending on the flight path data received from the first and second flight management systems, which it utilizes only if they are identical, and calculates, according to these deviations, guidance commands for slaving onto this flight path. Monitoring can compare deviations and guidance commands received from the first second and third flight management systems in order to be able to detect an inconsistency between them. 1. A method for automatic monitoring of a flight management assembly of an aircraft implementing air operations necessitating guaranteed navigation and guidance performance , the flight management assembly comprising a first flight management system and a second flight management system , which are independent , and which , in use , allow pilots of the aircraft to manage a flight plan of the aircraft and generate deviations and guidance commands , the flight management assembly comprising a third flight management system , wherein:a) flight path data generated by the first and second flight management systems respectively, are compared in order to check their consistency;b) the first and second flight management systems transmit their flight path data to the third flight management system;c) the third flight management system receives a current position of the aircraft, calculates deviations between this current position of the aircraft and a flight path depending on ...

Vehicle energy control system with a single interface

A system for controlling energy of a vehicle, for example an aircraft, characterized in that it comprises: a control interface ( 10 ), said control interface comprising a movable element ( 12 ) configured to move along a path ( 13 ), said path defining at least two path portions ( 14, 17 ) respectively associated with at least two combinations of actuators acting on the energy of said vehicle, at least one of said at least two combinations of actuators being associated according to a current phase of movement of the aircraft, and a control unit configured to generate an energy instruction according to a command associated with a current position of said movable element on one of said at least two path portions, and according to said current phase of movement of the vehicle, said instruction being for the associated combination of actuators.

VEHICLE ENERGY AND POWER MANAGEMENT METHOD AND SYSTEM

A method of managing energy and/or power in a vehicle, including: one or more vehicle power systems adapted to control one or more power consuming components of the vehicle and one or more power producing components of the vehicle; and one or more propulsive power systems adapted to control a propulsive power unit of the vehicle. The method includes: proposing a vehicle route for a predetermined mission and/or destination; determining a time-based operational plan for each of the vehicle power consuming components; determining the power required by the vehicle power consuming components and the propulsive power required by the vehicle; determining the power required from the vehicle power producing components and the propulsive power required by the propulsive power unit as a function of time during the operational plan; and varying the proposed vehicle route and/or the operational plan to optimize a predetermined performance criterion for the vehicle. 1. A method of managing energy and/or power in a vehicle , the vehicle comprising:one or more vehicle power systems adapted to control one or more power consuming components of the vehicle and one or more power producing components of the vehicle; andone or more propulsive power systems adapted to control one or more propulsive power units of the vehicle,wherein the method comprises:(i) proposing a vehicle route for a predetermined mission and/or destination;(ii) determining a time-based operational plan;(iii) determining the power required by the vehicle power consuming components and the propulsive power required by the vehicle as a function of time during the operational plan;(iv) determining the power required from the vehicle power producing components and the propulsive power required by the propulsive power units as a function of time during the operational plan; and(v) varying the proposed vehicle route and/or the operational plan and repeating at least steps (iii) to (iv) to optimise a predetermined ...

Method for Assisting a Driver of a Motor Vehicle

A method for assisting a driver of a vehicle in a driving maneuver in which the vehicle is guided automatically along a previously calculated trajectory, or the lateral guidance for travel along the trajectory is carried out automatically, and after the driving maneuver is completed, the steering of the vehicle is returned to the driver, information being provided to the driver concerning the vehicle's surroundings and suitable steering settings before and/or during the transfer of the steering to the driver. Also described is a device for carrying out the method, including a steering arrangement for steering the vehicle along a previously calculated trajectory as well as an output arrangement for outputting information concerning the vehicle's surroundings and suitable steering settings to the driver before and/or during the transfer of the steering to the driver. 111-. (canceled)12. A method for assisting a driver of a vehicle in a driving maneuver , the method comprising:performing one of (i) guiding the vehicle automatically along a previously calculated trajectory, and (ii) performing automatically a lateral guidance for travel along the trajectory;after the driving maneuver is completed, returning the steering of the vehicle to the driver; andproviding information concerning the vehicle's surroundings and suitable steering settings to the driver at least one of before and during the transfer of the steering to the driver.13. The method of claim 12 , wherein the driver receives a warning if the steering angle selected by him during the transfer of the steering would result in endangering the surroundings.14. The method of claim 12 , wherein the driving maneuver is a maneuver of leaving a parking space.15. The method of claim 12 , wherein the driver is informed when the transfer of the steering takes place.16. The method of claim 12 , wherein a predicted trajectory based on the steering angle and an optimal trajectory at the point in time of the transfer are ...

VEHICLE ENERGY CONTROL SYSTEM

A system for controlling energy of a vehicle, for example an aircraft, comprising a control interface able to be in at least one first and one second state, the first state being an instruction state in which the interface generates at least a first instruction for speed of variation of a current energy of the vehicle and the second state being a resting state in which it gives no instruction, the interface furthermore being configured to return into the second state after having been brought into the first state. 1. A system for controlling energy of an aircraft comprising:{'b': 404', '805, 'a control interface (, ) for generating at least one first instruction for speed of variation of a current energy of the aircraft, and'}{'b': 401', '804', '409, 'a regulating unit (, ) for receiving said at least one first instruction and for controlling at least one device of the aircraft () to bring the aircraft to an energy in accordance with said at least one first instruction.'}wherein the control interface may be in at least one first and one second state, the first state being an instruction state in which the interface generates said at least one first instruction and the second state being a resting state in which it does not give any instruction and wherein the control interface is configured to return to the second state after having been brought into the first state.2. A system according to claim 1 , wherein the first instruction corresponds to a variation in thrust of at least one engine of the aircraft.3. A system according to claim 1 , wherein the first instruction corresponds to a command for an aerodynamic device of the aircraft.4. A system according to claim 1 , wherein the interface is configured to generate a second control instruction for a thrust value of at least one engine of the vehicle.5305003150136. A system according to claim 1 , wherein the interface comprises a lever ( claim 1 , ) configured to move angularly around a rotational axis ( claim 1 , ) ...

UAV PAYLOAD MODULE CAMERA ASSEMBLY AND RETRACTION MECHANISM

In one possible embodiment, a UAV payload module retraction mechanism is provided including a payload pivotally attached to a housing. A biasing member is mounted to bias the payload out of the housing and a winch is attached to the payload. An elongated flexible drawing member is coupled between the housing and the winch, the elongated drawing flexible member being capable of being drawn by the winch to retract the payload within the housing. 1. A UAV payload module retraction mechanism apparatus comprising:a) a payload module housing;b) a payload pivotally attached to the housing;c) a winch attached to the payload;d) a biasing member mounted to bias the payload out of the housing; ande) an elongated flexible drawing member coupled between the housing and the winch, the elongated flexible drawing member being capable of being drawn by the winch to retract the payload within the housing.2. The apparatus of claim 1 , wherein the biasing member comprises a spring.3. The apparatus of wherein the payload is pivotally attached to a forward position in the housing4. The apparatus of claim 3 , wherein the payload is pivotally attached to a forward wall of the housing.5. The apparatus of claim 1 , wherein the payload is pivotally attached to the housing via a hinge.6. The apparatus of claim 5 , wherein the hinge is located forward of the payload in a stowed position.7. The apparatus of claim 5 , wherein the hinge comprises a pivot shaft claim 5 , and wherein the biasing member comprises a spring disposed about the pivot shaft.8. The apparatus of claim 1 , wherein the biasing member urges the payload into a deployed position.9. The apparatus of claim 1 , wherein the elongated flexible member is a cable.10. The apparatus of claim 1 , wherein the elongated flexible member is a belt.11. The apparatus of claim 1 , wherein the payload comprises a camera assembly comprising a camera.12. The apparatus of claim 11 , wherein the winch is mounted above the camera.13. The apparatus of ...

MULTI-AXIS SERIALLY REDUNDANT, SINGLE CHANNEL, MULTI-PATH FLY-BY-WIRE FLIGHT CONTROL SYSTEM

A multi-axis serially redundant, single channel, multi-path fly-by-wire control system comprising: serially redundant flight control computers in a single channel where only one “primary” flight control computer is active and controlling at any given time; a matrix of parallel flight control surface controllers including stabilizer motor control units (SMCU) and actuator electronics control modules (AECM) define multiple control paths within the single channel, each implemented with dissimilar hardware and which each control the movement of a distributed set of flight control surfaces on the aircraft in response to flight control surface commands of the primary flight control computer; and a set of (pilot and co-pilot) controls and aircraft surface/reference/navigation sensors and systems which provide input to a primary flight control computer and are used to generate the flight control surface commands to control the aircraft in flight in accordance with the control law algorithms implemented in the flight control computers. 1. A multi-axis fly-by-wire flight control system that generates flight surface commands to control the movement of a set of flight control surfaces to control the pitch , roll or yaw directional axes of an aircraft , the system comprising: [ (i) at least one servo loop assigned to said flight control path of the single flight control channel, said servo loop controlling the movement of at least one predetermined flight control surface such that the at least one servo loop in said control path operates to control the aircraft in at least one of the roll, pitch or yaw directional axes;', '(ii) at least one flight control surface controller that receives at least one of the cockpit controls signals and is coupled to said at least one servo loop; and, '(a) a plurality of control paths, each control path controlling a different subset of the set of flight control surfaces, each control path including, '(B) a single flight control channel ...

METHOD AND DEVICE FOR AIDING THE PILOTING OF AN AIRCRAFT DURING A LANDING PHASE

Method and device for aiding the piloting of an airplane during a landing phase for ensuring, during rollout on a landing runway, that in the nominal case the airplane will stop level with a selected exit, while guaranteeing that in the case of a fault the airplane will stop before the end of the runway. 2. The device as claimed in claim 1 , wherein said data comprise at least one of the following data:a value of ground speed of the airplane;an estimation of the distance between the airplane and the threshold of the runway used for landing;a value of length of the runway used for landing.3. The device as claimed in claim 1 , wherein said first means comprise a plurality of inertial reference systems able to generate ground speeds of the airplane claim 1 , as well as passivation means for providing a ground speed as given data claim 1 , solely in the case of consistency between the ground speeds arising respectively from said inertial reference systems.4. The device as claimed in claim 1 , wherein said first means comprise means which are integrated into said flight controls computer and which are formed so as to estimate the distance between the airplane and the threshold of the runway used for landing claim 1 , by integrating a ground speed.5. The device as claimed in claim 1 , wherein said first means comprise:storage means which are integrated into said flight controls computer and which store a value of length of the runway used for landing; anda display computer of the cockpit of the airplane, which receives this value and displays it on a screen of the flight deck.6. The device as claimed in claim 5 , wherein the display computer of the cockpit of the airplane is DAL A certified according to standard DO-178B.7. The device as claimed in claim 1 , wherein said second means compute said minimum deceleration on the basis of an estimation of the distance between the airplane and the threshold of the runway and of the length of the runway claim 1 , by implementing a ...

CONTROL BOX

The invention provides a control box for selectively delivering orders to receivers (), the control box comprising: 1812. A control box for selectively delivering orders to receivers ( , ) , the control box comprising:{'b': 14', '24, 'a shaft () mounted to turn about an axis of rotation (X), while being capable of sliding along said axis (X) between a rest position towards which it is urged by return means (), and an active position;'}{'b': 16', '11', '14', '14, 'order delivery means (, ) co-operating with the shaft () to deliver orders as a function of the angular position of the shaft ();'}{'b': '15', 'rotary drive means () for causing the shaft to turn; and'}{'b': 23', '27', '28', '27', '28', '15, 'safety actuation means () for causing the shaft to slide from the rest position in which anti-rotation means (, ) prevent the shaft from turning to the active position in which the anti-rotation means (, ) leave the shaft free to turn under drive from the rotary drive means ().'}22728271428282714282714. A control box according to claim 1 , wherein the anti-rotation means ( claim 1 , ) comprise longitudinal grooves () formed in a portion of the shaft () and co-operating with a stationary finger () of the control box so that the finger () is engaged in one of the grooves () when the shaft () is in the rest position and the finger () is disengaged from the grooves () when the shaft () is in the active position.3412714. A control box according to claim 2 , also including at least one retractable finger () adapted to penetrate selectively into one of the grooves () in order to prevent the shaft () from turning.44140. A control box according to claim 3 , wherein the retractable finger () is a moving portion of an electromechanical solenoid actuator ().53637381414. A control box according to claim 1 , further including detector means ( claim 1 , claim 1 , ) adapted to co-operate with the shaft () in order to detect whether the shaft () is in the rest position or in the active ...

INTERIOR COMPONENT CARRIER SYSTEM, AIRCRAFT INTERIOR COMPONENT MODULE AND ASSEMBLY METHOD

An interior component carrier system for use in assembly of aircraft interior components in an aircraft includes a retaining system with at least one retaining element. A first connection device for connecting the retaining element to a first aircraft interior component and a second connection device are provided on the retaining element. On the retaining element a structural retainer is provided for fastening the retaining element to an aircraft structure. The interior component carrier system includes a hinge connectable to a second and a third aircraft interior component such that the third aircraft interior component is pivotable about a longitudinal axis of the hinge relative to the second aircraft interior component. The second connection device mounted on the retaining element is configured to be connected to the hinge and/or to a region of the second or third aircraft interior component, that is adjacent to the hinge. 1. Interior component carrier system for use in the assembly of aircraft interior components in an aircraft , comprising:a retaining system, which comprises at least one retaining element, wherein a first connection device for connecting the retaining element to a first aircraft interior component and a second connection device are provided on the retaining element, and wherein a structural retainer for fastening the retaining element to an aircraft structure is further provided on the retaining element, anda hinge, which is connectable in such a way to a second and a third aircraft interior component that the third aircraft interior component is pivotable about a longitudinal axis of the hinge relative to the second aircraft interior component,wherein the second connection device mounted on the retaining element is configured to be connected to at least one of the hinge and a region of at least one of the second and the third aircraft interior component that is adjacent to the hinge.2. Interior component carrier system according to claim 1 , ...

INTERACTIVE DIALOG DEVICES AND METHODS FOR AN OPERATOR OF AN AIRCRAFT AND A GUIDANCE SYSTEM OF THE AIRCRAFT

Interactive dialog devices and methods are provided for use by an operator of an aircraft with a guidance system of the aircraft. The dialog devices and methods can include an interaction on a screen that can represent, on the one hand, a playback element indicating the value of a guidance target of the guidance system of the aircraft, and on the other hand, a control element that can be grasped or selected and moved on a display along a path, such as for example a curve, by an operator to modify the value of the guidance target. 1. A method for performing one or more incremental adjustments on a guidance system of an aircraft , comprising:performing an approximate adjustment on a scale via a first interaction with a primary interaction element to modify at least one guidance target value of the guidance system;displaying at least one secondary interaction element; andperforming one or more incremental adjustments to the at least one guidance target value on the scale via a second interaction with the at least one secondary interaction element.2. The method of claim 1 , wherein the approximate adjustment is larger in value than the incremental adjustment.3. The method of claim 1 , wherein the primary interaction element is a control element that can be grasped or selected and moved by an operator.4. The method of claim 3 , wherein performing approximate adjustments comprises grasping or selecting and moving the primary interaction element along the scale.5. The method of claim 1 , further comprising of displaying at least one directional indicia associated with the at least one secondary interaction element.6. The method of claim 1 , wherein displaying at least one secondary interaction element comprises displaying a first secondary interaction element configured for making positive incremental adjustments on the scale claim 1 , and displaying a second secondary interaction element configured for making negative incremental adjustments on the scale.7. The method of ...

Method and device of calculating aircraft braking friction and other relating landing performance parameters based on the data received from aircraft's on board flight data management system

This invention relates to a computer network for calculating and distributing the true braking coefficient of aircraft on runways and taxiways using, in part, the aircraft itself, by utilizing dynamic aircraft properties recorded on and obtained from the aircraft's flight data management system. Environmental and aircraft parameters may also be used to calculate the braking friction coefficient. A computer and network are used to obtain data and to calculate the friction coefficient, and may be used to distribute the result. The network may utilize, at least in part, wireless local area networks to facilitate data transfer and distribution of the result. The computer for calculating the braking coefficient may be located on the aircraft. 1. A computer network for calculating and distributing a true aircraft braking friction coefficient for an aircraft runway or taxiway comprising:(A) An aircraft having a flight data management system for recording one or more sets of data points thereon, wherein the one or more sets of data points pertain to one or more of the following aircraft properties measured at various times for the aircraft: aircraft ground speed, aircraft brake pressure, aircraft longitudinal acceleration, aircraft engine thrust setting, aircraft reverse thrust setting, aircraft engine revolutions per minute, aircraft air speed, aircraft vertical acceleration, aircraft spoiler setting, aircraft airbrake setting, aircraft aileron setting, aircraft flap configuration, aircraft pitch, and aircraft autobrake setting;(B) A computer which obtains the one or more sets of data points pertaining to the one or more aircraft properties; and(C) Wherein the computer calculates the true aircraft braking friction coefficient of the aircraft runway or taxiway using at least one of the one or more sets of the data points pertaining to the one or more aircraft properties obtained by the computer.2. The computer network for calculating and distributing the true aircraft ...

SYSTEMS AND APPLICATIONS OF LIGHTER-THAN-AIR (LTA) PLATFORMS

Innovative new methods in connection with lighter-than-air (LTA) free floating platforms, of facilitating legal transmitter operation, platform flight termination when appropriate, environmentally acceptable landing, and recovery of these devices are provided. The new systems and methods relate to rise rate control, geo-location from a LTA platform including landed payload and ground-based vehicle locations, and steerable recovery systems. 110-. (canceled)11. A method for determining a location of a device transmitting wireless signals to a plurality of free-floating lighter than air platforms comprising taking signal path delay measurements from the plurality of free-floating lighter than air platforms and determining the location of the device transmitting wireless signals based on the signal path delay measurements , wherein the plurality of free-floating lighter than air platforms have a speed relative to the surface of the earth of less than 100 miles per hour and float at an altitude of 60 ,000-140 ,000 feet , wherein the method does not require a Doppler shift correction.12. The method of claim 11 , wherein the signal path delay measurements are performed by measuring the difference between a time of arrival of a wireless signal of the device transmitting wireless signals and a standard time.13. The method of claim 11 , wherein the determining the location of the device transmitting wireless signals is based on the signal path delay measurements from at least three independent free-floating lighter than air platforms.14. The method of claim 11 , wherein the device transmitting wireless signals is located on (a) a free-floating lighter than air platform that has landed on the earth or (b) a ground-based vehicle claim 11 , and the device is a transmitter or a transceiver.15. The method of claim 11 , wherein the determining the location of the device transmitting wireless signals based on the signal path delay measurements comprises determining distances from ...

SYSTEMS AND METHODS OF CAPTURING LARGE AREA IMAGES IN DETAIL INCLUDING CASCADED CAMERAS AND/OR CALIBRATION FEATURES

A method and system are presented in which images are captured from overview and detail imaging devices such that overview images are created with a first degree of redundancy, and detail images are captured with less overlap and a second degree of redundancy. 1a first image capture subsystem comprising a first imaging device configured for capturing, at a first instance in time, at least one overview image of an overview area; anda second image capture subsystem comprising a second imaging device configured for capturing, substantially concurrent with the first instance in time, at least one detail image of at least a portion of the overview area, the first and second image capture subsystems being configured such that a plurality of overview images results in an overview redundancy of image elements among the plurality of overview images and a plurality of detail images results in a detail redundancy of image elements among the plurality of detail images.. An image capture system comprising: This application is a Continuation of U.S. patent application Ser. No. 12/565,232, filed Sep. 23, 2009, which is a Continuation in Part of U.S. patent application Ser. No. 12/101,167, filed Apr. 11, 2008, and entitled Systems and Methods of Capturing Large Area Images in Detail Including Cascaded Cameras and/or Calibration Features, the entire contents of each of which are incorporated herein by reference.Portions of the documentation in this patent document contain material that is subject to copyright protection. The copyright owner has no objection to the facsimile reproduction by anyone of the patent document or the patent disclosure as it appears in the Patent and Trademark Office file or records, but otherwise reserves all copyright rights whatsoever.Certain terminology is used herein for convenience only and is not to be taken as a limitation on the embodiments of the present disclosure. In the drawings, the same reference letters and numerals are employed for ...

VEHICLE CONTROL AND INTERFACE WITH MOBILE DEVICE

A vehicle control system is described herein that uses a mobile computing device to interface with a remotely operated vehicle. The system provides a link between an existing device with Wi-Fi or other networking to a radio controlled vehicle. The system provides an application that runs on the mobile device and uses the networking facilities of the device to send control information to receiving hardware attached to the vehicle. The system may also provide a receiving module that interfaces with an existing flight control module of the vehicle to allow a vehicle that was not specifically designed to be controlled by a mobile phone to have this capability added. Thus an operator unsophisticated in the flight of remote control vehicles can show up to a job site, deploy the vehicle, and have his or her mobile device guide the vehicle through a flight pattern that captures useful measurements. 1. A system as substantially shown and described herein , and equivalents thereof.2. A method as substantially shown and described herein , and equivalents thereof. The present application claims the benefit of U.S. Provisional Patent Application No. 61/608,104 (Attorney Docket No. ROOFERS002) entitled “VEHICLE CONTROL AND INTERFACE WITH MOBILE DEVICE,” and filed on 2012-03-07, which is hereby incorporated by reference.Measurements are obtained for a variety of types of purposes, including by contractors bidding on construction work. One area where measurements are useful for determining job costs is in the field of roofing. Currently, measurements are obtained by placing personnel on the roof to manually walk the roof and take measurements. These measurements are later used to draw the roof based off notes, or provided to a paid service to draw the roof (potentially as it existed prior to any damage by using old photographs from satellites or fast moving airplanes from thousands of feet away).The current method does not give sufficient documentation or accuracy as additions to ...

METHOD AND DEVICE FOR DISPLAYING SPEED INFORMATION ON AN AIRCRAFT

The display device () comprises means () for correcting an acceleration value used for displaying on a screen () a speed trend of the airplane, making it possible to zero a speed trend symbol () when the Mach number of the airplane does not vary. This application is based on and claims priority from France Application No. 12 51322, filed on Feb. 13, 2012, the entire contents of which is incorporation herein by reference.The present invention relates to a method and a device for displaying speed information on an airplane, in particular a transport airplane.It is known that, on new-generation airplanes, the air speed of the airplane is presented to the pilot on a piloting screen, of PFD (“Primary Flight Display”) type, which is installed on the instrument panel of the flight deck.The air speed displayed is an air speed of CAS (for “Calibrated Airspeed”, namely a corrected speed) type, that is to say an equivalent of airplane dynamic pressure, and not simply the relative speed of the airplane with respect to the air molecules.In order to enhance the speed indication, the speed information display devices of modern airplanes carry out, in general, in addition a display of a speed trend, in the form of a trend arrow, which indicates the speed that the airplane will have in a predetermined duration, for example in ten seconds, if it retains a constant air acceleration. The size of this trend arrow is therefore proportional to the variation in the speed.Most of the time, during a descent, the airplane flies firstly at constant Mach (either the optimal Mach number for a nominal descent, or the maximum operational Mach number for an emergency descent), and then it flies at constant CAS speed (either the optimal speed for a nominal descent, or the maximum operational speed for an emergency descent).A drawback of the display in terms of speed (CAS) and speed derivative (speed trend arrow) is that, when the airplane descends on an iso-Mach, that is to say with a constant Mach ...

METHOD AND APPARATUS FOR CONVERSION OF GPS HEADING DATA FOR USE BY ELECTRONIC FLIGHT DIRECTOR

An improved Horizontal Situation Indicator (HSI) module for use with an aircraft, wherein the HSI module is adapted for accepting Bank Angle Commands or waypoint data from the GPS flight module and for using the same to determine a heading error. The HSI module is further adapted for outputting the heading error to the Flight Director module where it can be used to create a Roll Command for output to the Auto-Pilot, whereby the Auto-Pilot can be commanded to follow a turn using the HSI and the Flight Director without requiring an additional module be added to the aircraft to create the heading error for use by the Flight Director. The waypoint data can be of the “flyover” type or the “flyby” type. 1. A method for use with an aircraft having an Auto-Pilot , a Horizontal Situation Indicator (HSI) module , a Flight Director module and display , and a GPS flight module which outputs a Bank Angle Command and/or waypoint data , the method comprising the steps of:a. the HSI module accepting a Bank Angle Command and/or waypoint data from the GPS flight module;b. the HSI module using the Bank Angle Command and/or waypoint data to determine a heading error;c. the HSI module outputting the heading error to the Flight Director module;d. the Flight Director module creating a Roll Command from the heading error; ande. the Flight Director Module outputting the Roll Command to the Auto-Pilot.2. The method as claimed in wherein the aircraft also has an Attitude Director Indicator claim 1 , the method further comprising outputting the Roll Command from the Flight Director to the Attitude Director Indicator.3. The method as claimed in further comprising outputting the Heading Error to the Flight Director display.4. The method as claimed in wherein the Heading Error outputted to the Flight Director display is outputted by the Flight Director module.5. The method as claimed in wherein a Bank Angle Command is generated by the aircraft's GPS Flight module and the HSI module uses the Bank ...

INTEGRATED WAFER SCALE, HIGH DATA RATE, WIRELESS REPEATER PLACED ON FIXED OR MOBILE ELEVATED PLATFORMS

Methods and systems are provided for relocatable repeaters for wireless communication links to locations that may present accessibility problems using, for example, small unmanned aerial systems (sUAS). An sUAS implemented as an easy-to-operate, small vertical take-off and landing (VTOL) aircraft with hovering capability for holding station position may provide an extended range, highly secure, high data rate, repeater system for extending the range of point-to-point wireless communication links (also referred to as “crosslinks”) in which repeater locations are easily relocatable with very fast set-up and relocating times. A repeater system using beam forming and power combining techniques enables a very high gain antenna array with very narrow beam width and superb pointing accuracy. The aircraft includes a control system enabling three-dimensional pointing and sustaining directivity of the beam independently of flight path of the aircraft. 1. A system comprising:an aircraft having a plurality of wing unit propellers for vertical takeoff and landing;a flight control system included in the aircraft for controlling flight of the aircraft both autonomously and from an operator location remote from the aircraft; and a first RF receiver configured to receive a first high-data rate, multiplexed, data signal using a planar array of low noise amplifiers and corresponding antenna arrays to form spatial power combining from a narrow beam transmitter on a first channel;', 'a first RF transmitter configured to transmit the first high-data rate, multiplexed, data signal using a planar array of power amplifiers and corresponding antenna arrays to form spatial power combining and beam forming on the first channel;', 'a second RF receiver configured to receive a second high-data rate, multiplexed, data signal using a planar array of low noise amplifiers and corresponding antenna arrays to form spatial power combining from a narrow beam transmitter on a second channel;', 'a second ...

GALLEY INSERT MOUNTING SYSTEM

A mounting system for an aircraft galley that quickly and easily secures an insert while preserving an air gap between the insert and a work deck upper surface for venting purposes. The platform includes a linkage that can transform from a “Y” shaped configuration to a “T” shaped configuration. When the linkage is in the “Y” shaped configuration, the outer extensions or locking pins do not extend to the side walls of the platform. However, once the insert is properly seated on the platform, the linkage can be transformed from the “Y” configuration to a “T” configuration such that the locking pins extend through the side walls of the platform and through holes in the side walls of the insert. In this manner, the insert can be secured to the platform without screws or other permanent fixtures. 1. A mounting system for releasably installing an aircraft galley insert onto a work deck , comprising:a platform;a bracket mounted on the platform;a threaded rod secured by the bracket;a block threadedly engaged with the threaded rod for movement along the threaded rod;first and second push rods attached to the block;first and second locking pins, each locking pin coupled to a push rod, for extension of the locking pins in a direction transverse to a direction of movement of the block;wherein the locking pins can engage the insert in a first extended position based on a position of said block on said threaded rod, and wherein the locking pins are disengaged with the insert in a first retracted position based on a second position of said block on said threaded rod.2. The mounting system for releasably installing an aircraft galley insert of claim 1 , wherein the platform has side walls including an aperture for receiving a locking pin.3. The mounting system for releasably installing an aircraft galley insert of claim 1 , wherein the locking pins are secured for sliding movement by O-ring brackets.4. The mounting system for releasably installing an aircraft galley insert of claim ...

VEHICLE MANAGEMENT SYSTEM USING FINITE STATE MACHINES

A system includes a plurality of actuators and a management system operably associated with the plurality electronic and mechanical devices. The management architecture includes interfaces configured to the entire electronics and mechanics to provide a parameter to a computer. The computer includes a control and management architecture using modular finite state flow designs configured to analyze the parameter. The computer with a plurality of finite state machines can conduct a plurality of control laws operably associated with one or more actuators for finite functions of mobility. The method includes matching the parameter with the finite state machine and controlling the actuator via control law operably associated with finite state machine. The method can therefore be achieved either manually, semi-autonomously and autonomously with seamless and switchless control using a central control computer with integration of electronic and mechanic sensors and devices. 1. A vehicle , comprising:a plurality of actuators; and an interface configured to provide a parameter; and', a plurality of finite state machines; and', 'a plurality of control laws operably associated with one or more actuators;, 'a control architecture configured to analyze the parameter, the control architecture having, 'a computer operably associated with the interface, the computer having, 'wherein the computer is configured to selectively match the parameter to a finite state machine in the plurality of finite state machines;', 'wherein the finite state machine is operably associate with a control law in the plurality of control laws; and', 'wherein the control law is configured to provide command to one or more actuators of the plurality of actuators., 'a management system, having2. The vehicle of claim 1 , the plurality of finite state machines comprising:an automatic mode selection state machine configured to override control of the vehicle during normal operation situations.3. The vehicle of ...

METHOD AND A DEVICE FOR ADAPTING THE MAN-MACHINE INTERFACE OF AN AIRCRAFT DEPENDING ON THE LEVEL OF THE PILOT'S FUNCTIONAL STATE

A method of adapting a man-machine interface () of an aircraft () depending on the functional level of a pilot, the method comprising a plurality of successive steps. Firstly, before starting a mission, the characteristics of said mission and the characteristics and the physiological state of said pilot are determined. Thereafter, during said mission, the state of the mission and the current state of said aircraft together with a current behavior of said pilot are determined and a current functional level of said pilot is estimated. Thereafter, said current functional level of said pilot is compared with reference functional levels, and said man-machine interface () is then adapted in order to assist said pilot automatically and in optimum manner in making the pilot aware of the situation, in the pilot's decision-making, or in the actions taken by the pilot depending on the pilot's stress state or work load state. 1. A method of adapting a man-machine interface of an aircraft , the method comprising:a first step, performed before starting a mission, of determining the characteristics of said mission and the characteristics of said pilot and the pilot's initial physiological state;a second step of determining the state of advance of said mission and a current state of said aircraft together with a current behavior of said pilot during said mission;a third step of determining a current functional level of said pilot CFLP by using said characteristics of said mission, said characteristics and said initial physiological state of said pilot, said state of advance of said mission, said current state of said aircraft, and said current behavior of said pilot;a fourth step of determining a comparison value CV as a function of said current functional level CFLP;a fifth step of comparing said comparison value CV with at least one reference functional level ValRef; anda sixth step of acting on said man-machine interface as a function of said comparison value CV and of each ...

EXTENSION OF THREE LOOP CONTROL LAWS FOR SYSTEM UNCERTAINTIES, CALCULATION TIME DELAY AND COMMAND QUICKNESS

A system includes a plurality of actuators and a control system operably associated with the plurality of actuators. The control system having a control logic architecture having a dynamic command input shaping model associated with an input command, a robust inner loop associated with the dynamic command input shaping model, and a time delay cancellation model. The method includes selecting a control law based upon a flight performance of an aircraft, decoupling the control law into a first individual component and a second individual component of the aircraft flight motion, analyzing each individual component separately, regrouping the component of flight motion, analyzing the control law with a time delay cancellation model and providing the necessary dynamic flight quickness with a different command input condition. 1. A vehicle , comprising:a plurality of actuators; and a dynamic command input shaping model associated with an input command;', 'a robust inner loop associated with the dynamic command input shaping model; and', 'a time delay cancellation model;, 'a control system operably associated with at least one actuator of the plurality of actuators, the control system having a control logic architecture havingwherein the input command is received by the control system, analyzed with the control logic architecture, and thereafter commands the at least one actuator of the plurality of actuators.3. The vehicle of claim 1 , wherein the command is an autonomous command.4. The vehicle of claim 1 , wherein the vehicle is an aircraft.5. The vehicle of claim 4 , wherein the command is a pilot command.6. The vehicle of claim 1 , wherein the dynamic command input shaping model comprises a plurality of dynamic model transfer functions.7. The vehicle of claim 6 , wherein the dynamic command input shaping model is configured to switch the pilot command between a plurality of model transfer functions of the dynamic model transfer function for a rapid vehicle response.8. ...

AUTOMATED TAKE OFF CONTROL SYSTEM AND METHOD

Methods and systems for operating an avionics system on-board an aircraft are provided. In one embodiment, data associated with a take off roll is received, one or more v-speeds of the aircraft associated with the take off roll are calculated, and during the take off roll, the aircraft is controlled based on the one or more calculated v-speeds. 1. A method for controlling an aircraft during an automated take off , the method comprising:receiving data associated with the aircraft during a take off roll;calculating one or more v-speeds of the aircraft associated with the take off roll; andduring the take off roll, controlling the aircraft based on the one or more calculated v-speeds.2. The method of claim 1 , wherein at least some of the data is received during the take off roll.3. The method of claim 2 , wherein the received data comprises real-time aircraft performance data claim 2 , environmental conditions claim 2 , geographical data claim 2 , or a combination thereof.4. The method of claim 3 , wherein calculating of the one or more v-speeds comprises continuously computing the one of more v-speeds in real-time.5. The method of claim 3 , further comprising aborting the take off if any of the received data exceeds a predetermined threshold.6. The method of claim 3 , further comprising receiving one or more estimated v-speeds from a user input device on-board the aircraft.7. The method of claim 6 , further comprising:comparing the one or more calculated v-speeds to the one or more estimated v-speeds; andgenerating an indication if a difference between the one or more calculated v-speeds and the one or more estimated v-speeds is greater than a predetermined threshold.8. A system for controlling an aircraft during an automated take off claim 6 , the system comprising: receiving data associated with the aircraft during a take off roll;', 'calculating one or more v-speeds of the aircraft associated with the take off roll; and', 'during the take off roll, controlling the ...

STANDBY INSTRUMENT FOR AN AIRCRAFT, THE INSTRUMENT PROVIDING FLIGHT INFORMATION, POWER MARGIN INFORMATION, AND ASSISTANCE IN PILOTING

A standby instrument () for an aircraft, the instrument comprising at least one inertial sensor (), at least one pressure sensor (), calculation means () connected to said inertial and pressure sensors (), a display unit (). Said calculation means () are suitable for determining critical flight information for said aircraft, and for displaying said critical flight information on the display unit () in the event of a main information system of said aircraft failing. In addition, said standby instrument () also incorporates stabilization relationships enabling said calculation means () to determine control relationships in order to control the actuators () of an autopilot of said aircraft in the event of said autopilot failing. Finally, said calculation means () are connected to at least one engine operation computer () enabling said instrument () to display information about a first limit of the engine on said display unit (). 1. A standby instrument for an aircraft , the instrument comprising:at least one inertial sensor;at least one pressure sensor;calculation means to which said inertial and pressure sensors are connected and suitable for determining critical flight information for said aircraft;a memory connected to said calculation means; anda display unit capable of displaying said critical flight information in the event of a failure of a main information system of said aircraft;wherein the standby instrument incorporates in said memory stabilization relationships enabling said calculation means to determine stabilization control relationships in order to control actuators of an autopilot of said aircraft in the event of said autopilot failing, said calculation means including at least one output suitable for being connected to said actuators, said calculation means also including at least one input suitable for being connected to at least one FADEC engine computer enabling said standby instrument to display information on said display unit about a first ...

Fully Parametrizable Electronic Alerts and Procedures Management System, Intended for an Aircraft

An alerts and procedures management system for an aircraft comprises a software kernel aboard the aircraft and a parameterization tool for the software kernel, which comprises a conversion module for converting a configuration file describing an operational need of the system into a database of binary parameters which is able to parameterize the software kernel. The software kernel comprises at least four elementary cells: a first cell for acquiring aircraft signals, a second cell for characterizing state variables of the aircraft, a third cell for computing at least one separate event, a fourth cell for scheduling the separate events for communication with the crew; each of the cells comprising a software engine parameterizable by the database.

Vertical Required Navigation Performance Containment with Radio Altitude

A monitor on-board an aircraft which uses radio altitude measurements as the basic observable altitude during runway approach. The basic concept utilizes the aircraft's navigation system, which includes means to store and retrieve radio altitude thresholds as a function of the distance along the desired path from the runway thresholds. These threshold functions are determined in advance based on a radio altitude reference which is defined as the expected radio altimeter measurement that would be made if the airplane were exactly on the desired reference path. Vertical containment monitoring is achieved by comparing the radio altitude measurement to computed thresholds for both too high and too low. During the approach, an annunciation message can be generated if the radio altitude measurement is above or below the threshold limits. 1. An onboard system for detecting deviation of true airplane vertical position from a desired reference path , comprising:a database storing high and low radio altitude thresholds which vary as a function of horizontal distance from a runway threshold;a radio altimeter for acquiring radio altitude measurements as the aircraft approaches the runway threshold; anda processor for comparing each radio altitude measurement to a respective pair of said high and low radio altitude thresholds.2. The system as recited in claim 1 , further comprising an indicator that indicates a radio altitude measurement has exceeded a high or low radio altitude threshold in response to an output from said processor.3. The system as recited in claim 2 , wherein said indicator is a cockpit display.4. The system as recited in claim 1 , wherein said high and low radio altitude thresholds are set to ensure an acceptable probability of false alarms.5. The system as recited in claim 1 , wherein said high and low radio altitude thresholds are not derived from a terrain database.6. A system comprising: a GPS receiver; an air data inertial reference unit; a radio ...

Partially-Inflated Rigid-Structure Glider

A partially-inflated rigid-structure glider is a portable or collapsible gliding apparatus that a user can transport in a carrying case. The gliding apparatus includes a rigid yet collapsible frame, tension membranes over both on the wings and tail, and inflatable bladder, a pair of drogue brakes, and a left and right steering mechanism. The pair of drogue brakes is located on opposing sides of the gliding apparatus and create drag on its respective side in order to turn the gliding apparatus either left or right. The user can activate either drogue brake with the left and right steering mechanism, which are control lines attached to each drogue brake. The tension membranes are fitted over the frame so that the gliding apparatus has an airfoil shape in order to create lift with the wings and tail while the gliding apparatus is in flight. 1. A partially-inflated rigid-structure glider comprises:a pair of wings;a tail;a frame;a wing skin;a tail skin;an inflatable bladder;an inflation tank;a left drogue brake;a right drogue brake;a left steering mechanism;a right steering mechanism;a pilot pod;said pair of wings comprises a leading edge and a trailing edge;said frame comprises a spar, a plurality of wing ribs, a plurality of battens, a keel, a tail frame, a plurality of tail ribs, a network of lines, a left tip wand, and a right tip wand;said wing skin comprises a left brake opening and a right brake opening; andsaid left steering mechanism and said right steering mechanism each comprise a control line, a down-tube, a vertical pulley, a horizontal pulley, and a tubular grip.2. The partially-inflated rigid-structure glider as claimed in comprises:said keel being perpendicularly positioned to said spar;said keel being centrally attached to said spar;said tail frame being attached to said keel opposite of said spar;said plurality of wing ribs being evenly distributed along said pair of wings;said plurality of wing ribs being interconnected to each other through said ...

AERODYNAMICALLY CONTROLLED GRAPPLE ASSEMBLY

A grapple assembly suspended as an external load from an associated flying vehicle includes a frame member secured to an associated load line suspended from the associated vehicle. The frame member includes a first section, a second section, and a hinge joint connecting the first section to the second section. A grapple mechanism is mounted to the frame member second section. If desired, an aerodynamic body can be mounted to the frame member so as to encase at least a portion of the frame member. A release mechanism can be provided for jettisoning at least a portion of the aerodynamic body. The release mechanism can be triggered by an operator who can be stationed in the flying vehicle. 1. A grapple assembly suspended as an external load from an associated flying vehicle , comprising: a first section;', 'a second section, and', 'a hinge joint connecting the first section to the second section; and, 'a frame member secured to an associated load line suspended from the associated vehicle, the frame member comprisinga grapple mechanism mounted to said frame member second section.2. The grapple assembly of further comprising a ballast weight which is mounted to said frame member.3. the grapple assembly of wherein said grapple mechanism is moved via an actuating mechanism.4. The grapple assembly of further comprising an aerodynamic body mounted to said frame member and encasing at least a portion of said frame member claim 1 , said body comprising a vertical lifting surface extending upwards from said body and claim 1 , spaced therefrom claim 1 , a vertical stabilizer extending rearwardly from said body wherein at least one of said vertical lifting surface and said vertical stabilizer is adapted to help orient said body in flight.5. The grapple assembly of wherein said vertical stabilizer includes a control surface claim 4 , said control surface being moved by an actuator.6. The grapple assembly of wherein said vertical lifting surface comprises a pair of control ...

Method for controlling the piloting of an aircraft

A method for controlling the piloting of an aircraft comprising the steps of receiving at least one first instruction for modification of a current velocity vector of the aircraft, determining a target velocity vector of the aircraft, on the basis of said at least one first instruction received, and determining, on the basis at least of said target velocity vector, at least one actuation command intended for at least one actuator of the aircraft in order to modify the movement of the aircraft according to said at least one first instruction received. 1. A method for controlling the piloting of an aircraft comprising the steps of:receiving at least one first instruction for modification of the orientation of a current velocity vector of the aircraft,determining a target velocity vector of the aircraft, on the basis of said at least one first instruction received, anddetermining, on the basis at least of said target velocity vector, at least one actuation command intended for at least one actuator of the aircraft in order to modify the movement of the aircraft according to said at least one first instruction received,the method further comprising the following steps of:receiving an instruction for modification of the orientation of the predetermined target velocity vector, andmodifying the target velocity vector as a function of said command received, said actuation command being determined on the basis of the thus-modified target velocity vector.2. The method according to claim 1 , in which said at least one actuator is capable of setting a control surface of the aircraft in motion.3. The method according to claim 1 , in which at least one instruction for modification of the current velocity vector of the aircraft relates to a flight path track angle.4. The method according to claim 1 , in which at least one instruction for modification of the current velocity vector of the aircraft relates to a flight path angle.5. The method according to claim 1 , further ...

AUTOMATIC ATTITUDE CONTROL OF ROTARY WING AIRCRAFTS

A method and device for precise control of and controller design for aircrafts consisting of at least one spinning part and at least one non spinning part is provided. The required torques for control of the spinning parts and for the non-spinning parts are continuously and individually calculated. All torques are combined to get the correct torque for the complete aircraft. Doing this, it's possible to continuously apply the correct torque, both correctly distributed among the roll and pitch axes (correct angle), and correct magnitude. The result is a decoupling of the roll and pitch axes, simplifying controller design to a design of two single input single output controllers, one for each axe. 1. A flight control device outputting actuator steering commands in the yaw , pitch and roll domain from an angular velocity rate control input (wi) controlling a rotary wing aircraft comprising at least one rotor and one fuselage , the flight control device comprising:a rate controller deriving requested angular velocity (w) and angular acceleration (wdot) from wi and a measured velocity rate (wg);an actuator controller deriving actuator steering commands by an aerodynamic function (F2) being modeled by at least the aerodynamics of the rotary wing aircraft; anda torque controller device deriving required torque (T) corresponding to w and wdot by a torque function F1 being dependent of w, wdot, the inertia of the fuselage (If) and the inertia of the rotor (Ir), the torque function device being coupled between the rate controller and the actuator controller, having the outputs w and wdot from the rate controller as inputs and providing T as input to the actuator controller.2. The flight control device of claim 1 , wherein the torque controller device further comprises:a first matrix multiplier multiplying If and wdot resulting in a fuselage torque (Tf2) required to achieve one of the requested angular acceleration and motion;a first adder adding the angular velocity (wf) of ...

TRIPLEX COCKPIT CONTROL DATA ACQUISITION ELECTRONICS

A system and method are provided for controlling aircraft flight control surfaces. The system may include at least three pilot sensor channels, each pilot sensor channel including a set of pilot sensor data. The system may also include at least three aircraft sensor channels, each aircraft sensor channel including a set of aircraft sensor data. The system may further include an actuator control component configured to synchronously receive and vote on the pilot sensor data and the aircraft sensor data, such that a voted output of the at least three pilot sensor channels is transmitted to a flight control computer and augmented before being transmitted to remote electronics units. The voted output of the at least three pilot sensor channels providing for the control of the aircraft surfaces coupled to the remote electronics units. 1. A system for controlling aircraft flight control surfaces , comprising:at least three pilot sensor channels including a first channel containing a first set of pilot sensor data, a second channel containing a second set of pilot sensor data, and a third channel containing a third set of pilot sensor data;at least three aircraft sensor channels including a primary channel containing a first set of aircraft sensor data, a secondary channel containing a second set of aircraft sensor data, and a tertiary channel containing a third set of aircraft sensor data; anda first actuator control component operatively connected to the at least three pilot sensor channels and the at least three aircraft sensor channels and configured to synchronously receive and vote on the pilot sensor data from each of the at least three pilot sensor channels and the aircraft sensor data from each of the at least three aircraft sensor channels, such that a voted output of the at least three pilot sensor channels is transmitted to a flight control computer and augmented before being transmitted to remote electronics units, the voted output of the at least three pilot ...

FLIGHT TECHNICAL CONTROL MANAGEMENT FOR AN UNMANNED AERIAL VEHICLE

Two architectures for unmanned aerial vehicles (UAVs) and a method for executing a mission plan are provided. One architecture for a UAV includes a flight command and mission execution (FCME) component making strategic decisions, a flight technical control manager (FTCM) making tactical decisions and a vehicle management system (VMS) providing navigational support. The FCME and FTCM execute on one processor and the VMS executes on a separate processor. The second architecture includes redundant processors for executing the FCME and FTCM as well as redundant processors for executing the VMS. The UAV executes a mission plan, which may include flight plan(s), communication plan(s), weapons plan(s), sensor plan(s), and/or contingent flight plan(s). The UAV may control various optical sensors, training sensors, and lights as well. 120-. (canceled)21. An aerial vehicle comprising:a vehicle management system configured to navigate the aerial vehicle; and receive a mission plan comprising a flight plan and a contingency plan,', 'validate the mission plan by at least determining the mission plan includes the flight plan,', 'after determining the mission plan is valid, execute the mission plan by at least providing the mission plan to the vehicle management system, wherein the vehicle management system is configured to direct the aerial vehicle to travel along the flight plan, and', 'synchronize the first processor and the second processor., 'a redundant processing unit comprising a first processor and a second processor, wherein at least one of the first processor or the second processor is configured to22. The aerial vehicle of claim 21 , wherein the first processor is configured to synchronize the first processor and the second processor by at least communicating data to the second processor.23. The aerial vehicle of claim 22 , wherein the first processor is configured to synchronize the first processor and the second processor by at least communicating data to the second ...

Automatic flight control for uav based solid modeling

Technologies are generally described for controlling a flight path of a UAV based image capture system for solid modeling. Upon determining an initial movement path based on an estimate of a structure to be modeled, images of the structure to be modeled may be captured and surface hypotheses formed for unobserved surfaces based on the captured images. A normal vector and a viewing cone may be computed for each hypothesized surface. A set of desired locations may be determined based on the viewing cones for the entire structure to be modeled and a least impact path for the UAV determined based on the desired locations and desired flight parameters.

PROVIDING A DESCRIPTION OF AIRCRAFT INTENT

The present disclosure provides a computer-implemented method of generating a description of aircraft intent expressed in a formal language that provides an unambiguous description of an aircraft's intended motion and configuration during a period of flight. A description of flight intent is parsed to provide instances of flight intent, each instance of flight intent spanning a flight segment. For each flight segment, an associated flight segment description is generated that comprises one or more instances of flight intent that describe the aircraft's motion in at least one degree of freedom of motion. Flight segment descriptions are compared with constraints and/or objectives and the associated flight segment descriptions are enriched with information describing relevant constraints and/or objectives. The enriched flight intent is converted into aircraft intent by ensuring that the flight segment descriptions close all degrees of freedom of the aircraft during the period of flight. 1. A computer-implemented method of generating a description of aircraft intent expressed in a formal language that provides an unambiguous description of an aircraft's intended motion and configuration during a period of flight , comprising:obtaining a description of flight intent corresponding to a flight plan spanning the period of flight;ensuring that the flight intent description is parsed to provide instances of flight intent, each instance of flight intent spanning a flight segment with the flight segments together spanning the period of flight;for each flight segment, generating an associated flight segment description that comprises one or more instances of flight intent, wherein each instance of flight intent provides a description of the aircraft's motion in at least one degree of freedom of motion thereby closing the associated at least one degree of freedom of motion and/or provides a description of the aircraft's configuration to close at least one degree of freedom of ...

PROVIDING A DESCRIPTION OF AIRCRAFT INTENT

The present disclosure provides a computer-implemented method of generating a description of aircraft intent expressed in a formal language that provides an unambiguous description of an aircraft's intended motion and configuration during a period of flight. A description of flight intent is parsed to provide instances of flight intent, each instance of flight intent spanning a flight segment. For each flight segment, an associated flight segment description is generated that comprises one or more instances of flight intent that describe the aircraft's motion in at least one degree of freedom of motion. One or more instances of flight intent are added to flight segments to close all degrees of freedom of motion. The flight segment descriptions are collated thereby providing a description of aircraft intent for the period of flight expressed in a formal language. 1. A computer-implemented method of generating a description of aircraft intent expressed in a formal language that provides an unambiguous description of an aircraft's intended motion and configuration during a period of flight , comprising:obtaining a description of flight intent corresponding to a flight plan spanning the period of flight;ensuring that the flight intent description is parsed to provide instances of flight intent, each instance of flight intent spanning a flight segment with the flight segments together spanning the period of flight;for each flight segment, generating an associated flight segment description that comprises one or more instances of flight intent, wherein each instance of flight intent provides a description of the aircraft's motion in at least one degree of freedom of motion thereby closing the associated at least one degree of freedom of motion and/or provides a description of the aircraft's configuration to close at least one degree of freedom of configuration;identifying flight segments where not all degrees of freedom are closed and completing the identified flight ...

IMAGE CAPTURING

A camera assembly is disclosed for mounting on a vehicle (e.g. an aircraft). An exemplary camera assembly can include: a fixture (e.g. a rotatable drum); a camera; and a mirror; wherein the fixture is arranged to be rotated relative to the vehicle about an axis; the camera is mounted on the fixture such that the camera has a substantially fixed position relative to the fixture; the mirror is mounted on the fixture such that, if the fixture rotates, the mirror rotates; the mirror is rotatable relative to the fixture about a further axis, the further axis being substantially perpendicular to the axis; and the camera is arranged to detect electromagnetic radiation reflected by the mirror. The axis and the further axis may intersect. 1. A camera assembly for mounting on a vehicle , the camera assembly comprising:a fixture;a camera; anda mirror; whereinthe fixture is arranged to be rotated relative to the vehicle about an axis;the camera is mounted on the fixture such that the camera has a substantially fixed position relative to the fixture;the mirror is mounted on the fixture such that, if the fixture rotates, the mirror will rotate;the mirror is rotatable relative to the fixture about a further axis, the further axis being substantially perpendicular to the axis; andthe camera is arranged to detect electromagnetic radiation reflected by the mirror.2. A camera assembly according to claim 1 , wherein the axis and the further axis intersect.3. A camera assembly according to claim 1 , wherein the fixture comprises:a drum, the camera and the mirror being mounted inside the drum, and the axis being a longitudinal axis of the drum.4. A camera assembly according to claim 1 , the camera assembly comprising:a processor configured to process images generated by the camera.5. A camera assembly according to claim 1 , the camera assembly comprising:storage means arranged for storing images generated by the camera.6. A camera assembly according to claim 1 , comprising:transmitting ...

LDV for Airdrops

A method of using a light detection system for increasing the accuracy of a precision airdrop is described. Radiation is transmitted to target areas between an airborne vehicle and a dropzone target. Scattered radiation is received from the target areas. Respective wind characteristics are determined from the scattered radiation and a wind velocity map is generated, based on the respective wind characteristics, between the airborne vehicle, and at least the dropzone target. An aerial release point for the precision airdrop is computed based on the generated wind velocity map and a location of the dropzone target. 1. A method comprising:transmitting radiation to target areas between an airborne vehicle and a dropzone target;receiving scattered radiation from the target areas;determining respective wind characteristics of the scattered radiation from each of the target areas;generating a wind velocity map based on the respective wind characteristics between the airborne aircraft and at least the dropzone target; andcomputing an aerial release point for a precision airdrop based on the generated wind velocity map and a location of the dropzone target.2. The method of claim 1 , further comprising releasing a person or payload from the airborne vehicle at the computed aerial release point.3. The method of claim 2 , wherein the payload comprises at least one of supplies claim 2 , an explosive device claim 2 , fuel claim 2 , vehicles claim 2 , equipment claim 2 , and medical supplies.4. The method of claim 2 , wherein the payload comprises an actuator configured to steer the payload while in the air.5. The method of claim 1 , further comprising controlling the airborne vehicle based on the respective wind characteristics so as to reduce turbulence experienced by the airborne vehicle.6. The method of claim 1 , wherein the determining respective wind characteristics comprises determining a wind velocity at multiple points along an axis of one or more beams of radiation.7. ...

SYSTEM AND METHOD FOR AUTHORIZING STOPPAGE OF PILOTING TASKS

A system and method for authorizing stoppage of piloting tasks performed by at least one pilot of an aircraft equipped with automatic piloting means is disclosed. A duration for which the stoppage is authorized is determined, the duration being determined based on the calculation of an instant of commencement of a next action, and the next action being an action not yet carried out that must be carried out first by the pilot. The duration is then displayed. 1. A system for authorizing stoppage of piloting tasks performed by at least one pilot of an aircraft equipped with automatic piloting means , the system comprising:means for determining a duration for which the stoppage is authorized, the duration being determined based on calculation of an instant of commencement of a next action, not yet carried out, that must be carried out first by the at least one pilot; andmeans for displaying the duration.2. The system of claim 1 , wherein the determining means are configured to determine the duration based on:values of parameters representative of a physical state of the at least one pilot,values of parameters representative of a meteorological condition over a flight path of the aircraft,values of parameters representative of air traffic over the flight path of the aircraft,values of parameters representative of an operating state of the aircraft, orvalues of parameters representative of a position of the aircraft and the flight path of the aircraft.3. The system of claim 2 , wherein the determining means comprise:means for comparing the values of the parameters with reference values; andmeans for summarizing results of the comparisons.4. The system of claim 1 , wherein the determining means are further configured to determine the duration based on messages exchanged between the aircraft and entities in charge of air traffic control.5. The system of claim 1 , wherein the display means are configured to be fixed to a control means of the aircraft or to be transported by ...

ALTITUDE ESTIMATOR FOR A ROTARY-WING DRONE WITH MULTIPLE ROTORS

The drone comprises altitude determination means (), with an estimator () combining the measures of an ultrasound telemetry sensor () and of a barometric sensor () to deliver an absolute altitude value of the drone in a terrestrial system. The estimator comprises a predictive filter () incorporating a representation of a dynamic model of the drone making it possible to predict the altitude based on the motor commands () and to periodically readjust this prediction as a function of the signals delivered by the telemetry sensor () and the barometric sensor (). Validation means analyze the reflected echoes and possibly modify the parameters of the estimator and/or allow or invalidate the signals of the telemetry sensor. The echo analysis also makes it possible to deduce the presence and the configuration of an obstacle within the operating range of the telemetry sensor, to apply if need be a suitable corrective action. 2152158154156. The drone of claim 1 , wherein the estimator comprises a predictive filter () incorporating a representation of a dynamic model of the drone claim 1 , this filter being adapted to perform a prediction of said absolute value of altitude of the drone based on said motor commands () and to periodically readjust this prediction as a function of the signals delivered by the telemetry sensor () and by the barometric sensor ().3. The drone of claim 2 , wherein the predictive filter is in particular a four-state filter claim 2 , comprising: said absolute value of altitude claim 2 , counted with respect to a lift-off position of the drone; a component of drone vertical speed; a bias of said motor commands with respect to said dynamic model of the drone; and a bias of the barometric sensor.4. The drone of claim 1 , wherein the validation means comprise means for estimating the quality of said surface reflecting the echoes claim 1 , as a function of the number of echoes received concurrently for a same pulse emitted.5. The drone of claim 1 , wherein ...

CONTROL COMPUTER FOR AN UNMANNED VEHICLE

A control computer for an unmanned vehicle, including: a sensor interface for receiving sensor data from sensors of the vehicle, the sensor data including data values associated with movement of the vehicle; an actuator control interface for sending actuator data to control actuators of the vehicle, the actuators controlling parts of the vehicle associated with controlling movement of the vehicle; and a system management component for executing a state machine having states corresponding to one or more phases of the movement and for determining a transition between current one of the states and another of the states based on at least one condition associated with the transition, at least one condition being determined based on at least one of the sensor data, the actuator data and status of the computer. 1. A control computer for an unmanned vehicle , comprising:a sensor interface for receiving sensor data from sensors of a vehicle, said sensor data including data values associated with movement of the vehicle;an actuator control interface for sending actuator data to control actuators of the vehicle, said actuators controlling parts of the vehicle associated with controlling movement of the vehicle; anda system management component for executing a state machine having states corresponding to one or more phases of said movement and for determining a transition between current one of said states and another of said states based on at least one condition associated with said transition, said at least one condition being determined based on at least one of said sensor data, said actuator data and status of said computer.2. A control computer for an unmanned vehicle as claimed in claim 1 , wherein said at least one condition associated with said transition represents completion of a phase of movement of said current state.3. A control computer according to claim 1 , wherein said at least one condition represents violation of a movement limit of said vehicle associated ...

Computer network for calculating aircraft cornering friction based on data received from an aircraft's on board flight data management system

This invention relates to a computer network for calculating the true aircraft cornering friction coefficient of an aircraft runway or taxiway using the data collected by and available in the aircraft Flight Data Recorder (FDR) or other flight data management system, for example, the Quick Access Recorder (QAR). The invention may optionally distribute to personnel in the ground operations of an airport and airline operations, including but not limited to aircraft pilots, airline operation officers and airline managers as well as airport operators, managers and maintenance crews, the most accurate and most recent information concerning the true aircraft cornering friction coefficient to aid in making better and more accurate safety and economical decisions. 1. A computer network for calculating and distributing a true aircraft cornering friction coefficient of an aircraft runway or aircraft taxiway , comprising:(A) A computer for obtaining aircraft property data directly or indirectly from a flight data management system of an aircraft, wherein the aircraft property data comprises data pertaining to one or more of the following aircraft properties measured at various times for the aircraft and recorded on the aircraft's flight data management system: aircraft ground speed, aircraft brake pressure, aircraft longitudinal acceleration, aircraft engine thrust setting, aircraft reverse thrust setting, aircraft engine revolutions per minute, aircraft air speed, aircraft vertical acceleration, aircraft spoiler setting, aircraft airbrake setting, aircraft aileron setting, aircraft flap configuration, aircraft pitch, and aircraft autobrake setting;(B) Wherein the computer obtains at least some of the aircraft property data directly or indirectly from the aircraft's flight data management system; and(C) Wherein the computer calculates the true aircraft cornering friction coefficient of the aircraft runway or aircraft taxiway using at least some of the aircraft property data.2. ...

AUTONOMOUS CONTROL OF UNMANNED AERIAL VEHICLES

An autonomous control system for an unmanned aerial vehicle is provided. In one example, the control system includes a first control mode component configured to generate a first command to provide a first autonomous control mode for the unmanned aerial vehicle, a second control mode component configured to generate a second command to provide a second autonomous control mode for the unmanned aerial vehicle, and an intelligence synthesizer configured to resolve functional conflicts between the first and second autonomous control modes. 1. An autonomous control system for an unmanned aerial vehicle , the autonomous control system comprising:a first control mode component configured to generate a first command to provide a first autonomous control mode for the unmanned aerial vehicle;a second control mode component configured to generate a second command to provide a second autonomous control mode for the unmanned aerial vehicle; andan intelligence synthesizer configured to resolve functional conflicts between the first and second autonomous control modes.2. The autonomous control system of claim 1 , and further comprising:a control mode selection component for responding to an operator control mode selection input by transitioning between the first and second autonomous control modes.3. The autonomous control system of claim 1 , and further comprising:an autopilot system configured to process at least one of the first and second commands.4. The autonomous control system of claim 3 , and further comprising:a vehicle control component configured to actuate control devices of the unmanned aerial vehicle based on process commands received from the autopilot system.5. The autonomous control system of claim 3 , wherein the first and second commands comprise directionally descriptive control commands generated in response to command inputs.6. The autonomous control system of claim 1 , wherein the intelligence synthesizer is configured to prioritize commands from a plurality ...

METHOD AND DEVICE FOR ASSISTING THE MISSION TRACKING OF AN AIRCRAFT

The device () comprises means () for computing deviations of a flight parameter with respect to a reference flight plan, by taking account of predictions, respectively for a plurality of flight data representing different origins, and display means () for simultaneously presenting the set of said deviations on a screen () of the flight deck of the aircraft, each time indicating the corresponding origin. 1. A method for assisting the mission tracking of an aircraft , according to which method , in the course of a flight of said aircraft , in an automatic manner:the actual values of parameters relating to said aircraft are measured; a prediction is carried out at the current flight point of said flight parameter, on the basis of the flight plan actually flown, taking account of said measured actual values; and', 'the deviation is computed between this prediction obtained on the basis of the flight plan actually flown and the value of said flight parameter that is representative of said reference flight plan, this deviation thus computed being a deviation of said flight parameter relating to the corresponding origin; and, 'for at least one flight parameter, deviations of said flight parameter with respect to a reference flight plan relating to a reference mission are computed, doing so by carrying out, for each of a plurality of flight data representing respectively different origins of deviations, each time the following operations{'b': '6', 'the set of deviations thus computed for said flight parameter is presented simultaneously on a screen () of the flight deck of the aircraft, each time indicating the corresponding origin.'}2. The method as claimed in claim 1 ,wherein said flight parameter represents one of the following parameters:the quantity of fuel at a given point; andthe transit time at a given point.3. The method as claimed in claim 1 ,wherein said flight data representing different origins of deviations, comprise at least some of the following data:the ...

DRIVING ASSIST DEVICE

A driving assist device includes a first control portion that controls a vehicle to carry out automated driving, and a second control portion that controls the vehicle to make a shift to manual driving, in which the vehicle travels on a basis of an driving operation by a driver, when canceling the automated driving, and changes a manner of canceling the automated driving in accordance with an elapsed time from a start of the automated driving. 111-. (canceled)12. A driving assist device comprising:a first control portion that controls a vehicle to carry out automated driving; anda second control portion that controls the vehicle to make a changeover between a manual driving mode, in which the vehicle travels on a basis of a driving operation by a driver, and an automated driving mode, in which the vehicle carries out the automated driving, and that controls the vehicle to make a shift from the manual driving mode to a transition mode, in which the automated driving is cancelled easier than in the automated driving mode, when the automated driving is started and to make a shift from the transition mode to the automated driving mode after the vehicle makes the shift from the manual driving mode to the transition mode.13. The driving assist device according to claim 12 , further comprising an override detection portion that detects an override operation by the driver during the automated driving claim 12 , wherein:in the transition mode, the automated driving is canceled when the override operation is detected; andin the automated driving mode, the automated driving is canceled after a predetermined cancellation procedure is performed when the override operation is detected.14. The driving assist device according to claim 13 , wherein the predetermined cancellation procedure is a procedure for confirming whether or not a safe driving state is ensured after a changeover to manual driving.15. The driving assist device according to claim 12 , wherein the second control ...

PROPELLER OPERATION

A method of and apparatus for operating a propeller, the propeller moving through a fluid, the method including: measuring a value of a property of the fluid (e.g. a parameter related to the density of the fluid); measuring a value of a parameter, the parameter related to one or more forces applied to the propeller (e.g. a torque applied to the propeller) or derived at least in part from the action of the propeller (e.g. a thrust produced by the action of the propeller, a drag produced by the action of the propeller, or a velocity produced by the action of the propeller); and controlling the propeller depending on a function of the measured value of the property of the fluid and the measured value of parameter. The propeller may be a propeller on an aircraft. 118-. (canceled)19. A method of operating a propeller , the propeller moving through a fluid , the method comprising:measuring a value of a property of the fluid;measuring a value of a parameter, the parameter related to one or more forces applied to the propeller or derived at least in part from action of the propeller; andcontrolling the propeller depending on a function of the measured value of the property of the fluid and the measured value of parameter.20. A method according to claim 19 , wherein the measuring a value of the parameter comprises:measuring a value for thrust produced at least in part by the action of the propeller.21. A method according to claim 19 , wherein the measuring a value of the parameter comprises:measuring a value of a parameter related to drag produced at least in part by the action of the propeller.22. A method according to claim 19 , wherein the measuring a value of the parameter comprises:measuring a value for a torque applied to the propeller; andmeasuring a value for a velocity produced at least in part by the action of the propeller.23. A method according to any of claim 20 , wherein the function is a function for determining a rotational speed for the propeller.27. A ...

FLIGHT CONTROL LAWS FOR CONSTANT VECTOR FLAT TURNS

An aircraft and method to control flat yawing turns of the aircraft while maintaining a constant vector heading across a ground surface. The aircraft includes a control system in data communication with a model, a lateral control architecture, a longitudinal control architecture, and an initialization command logic. The model decouples the directional movement of the aircraft into a lateral equation of motion and a longitudinal equation of motion. The lateral control architecture utilizes the lateral equation of motion to control the aircraft in the lateral direction, while the longitudinal control architecture utilizes the longitudinal equation of motion to control the aircraft in the longitudinal direction. The initialization command logic selectively activates the lateral control architecture and the longitudinal control architecture. 1. A control system for an aircraft , comprising:a lateral control architecture configured to control lateral motion of the aircraft; anda longitudinal control architecture configured to control longitudinal motion of the aircraft;wherein the control system utilizes the lateral control architecture and the longitudinal control architecture to control yaw movement of the aircraft while the aircraft maintains a constant vector heading across a ground surface; andwherein the aircraft continuously moves in a yaw direction while maintaining the constant vector heading.2. The control system of claim 1 , wherein the control system is operably associated with a directional controller manually manipulated by a pilot.3. The control system of claim 2 , further comprising: a directional heading control loop;', 'a directional turn coordination control loop; and', 'a directional yaw rate control loop., 'a directional control architecture, having4. The control system of claim 3 , further comprising:a directional control latch in data communication with the directional control architecture;wherein, as the directional controller is moved out of a ...

System and Method for Multiple Aircraft Lifting a Common Payload

A system and method are provided for controlling a plurality of aircraft to lift a common payload. The system comprises of multiple aircraft tethered to a common payload, where the group of aircraft form a swarm that is controlled by a pilot station. Each aircraft is autonomously stabilized and guided through a swarm avionics unit, which further includes sensor, communication, and processing hardware. At the pilot station, a pilot remotely enters payload destinations, which is processed and communicated to each aircraft. The method for controlling a multi-aircraft lifting system includes of inputting the desired location of the payload, and determining a series of intermediary payload waypoints. Next, these payload waypoints are used by the swarm waypoint controller to generate individual waypoints for each aircraft. A flight controller for each aircraft moves the aircraft to these individual waypoints. 1. A computing device configured for use in controlling a plurality of aircraft attached to a common payload , the computing device comprising:a processor configured to compute a path for said common payload towards a desired payload destination, configured to use said path and a current payload state to compute a desired payload state, and configured to use said current payload state and said desired payload state to compute a respective desired state for each one of said plurality of aircraft to transport said common payload along said path.2. The computing device of configured to transmit said respective desired state for each one of said plurality of aircraft to a respective flight controller of said each one of said plurality of aircraft.3. The computing device of configured to receive an aircraft state from a respective flight controller of each one of said plurality of aircraft.4. The computing device of configured to receive information used to compute the current payload state from a payload avionics unit.5. The computing device of wherein the information is ...

HAND LAUNCHABLE UNMANNED AERIAL VEHICLE

An unmanned aerial vehicle including a controller operating in a search mode of operation where a receiver of an acquisition sensor searches for a target and causes flight control surfaces to guide the vehicle in a downward spiral path, a terminal mode of operation where the acquisition sensor detects a target and causes flight control surfaces to direct the vehicle toward the target, and an activation mode of operation where a trigger sensor detects a target within a predetermined distance to the vehicle and the controller activates a responder. 125.-. (canceled)26. An aerial vehicle system , the system comprising:an unmanned aerial vehicle and a portable launcher; a body defining a longitudinal axis,', 'a first wing extending laterally in a first direction from the body,', 'a second wing extending laterally in a second direction from the body, the second direction being opposite the first direction,', 'a first flight control surface supported by the body and configured to control pitch of the vehicle,', 'a second flight control surface supported by the body and configured to control yaw of the vehicle,', 'a controller including a flight control system operably coupled to the first flight control surface and the second flight control surface,', 'a propulsion device operably coupled to the body;', 'an acquisition sensor including an optical receiver for detecting a target, the optical receiver including a video processor and a lens to direct light to the video processor, wherein the video processor including a focal plane array having a collector grid to receive the light from the lens;', 'a navigation system including an inertial measurement system for detecting pitch, roll, and yaw of the aerial vehicle, and an inertial navigational system to determine position, orientation, and velocity of the aerial vehicle;', 'a trigger sensor configured to generate a signal in response to a predefined stimulus; and', 'a responder in electrical communication with the controller ...

SYSTEM AND METHOD FOR CONTROLLING AN UNMANNED AIR VEHICLE

A geodetic measuring system having a geodetic measuring unit having a beam source for emitting a substantially collimated optical beam. The measuring system also has an automotive, unmanned, controllable air vehicle having an optical module. An evaluation unit is also provided, wherein the evaluation unit is configured in such a manner that an actual state of the air vehicle, as determined by a position, an orientation and/or a change in position, can be determined in a coordinate system from interaction between the optical beam and the optical module. The measuring system has a control unit for controlling the air vehicle, wherein the control unit is configured in such a manner that control data can be produced using an algorithm on the basis of the actual state, which can be continuously determined in particular, and a defined desired state, and the air vehicle can be automatically changed to the desired state. 115-. (canceled)16. A geodetic measuring system comprising: a beam source for emitting a substantially collimated optical beam;', 'a base;', 'a sighting unit which can be pivoted by motor about two axes relative to the base for aligning an emission direction of the optical beam; and', 'angle measurement sensors for determining the alignment of the sighting unit;, 'a geodetic measuring unit comprisinga self-propelled, unmanned, controllable aerial vehicle with an optical module, wherein the aerial vehicle is designed in such a way that the aerial vehicle can be moved in a controlled fashion and/or positioned at a substantially fixed position; andan evaluation unit, wherein the evaluation unit is configured in such a way that it is possible to determine an actual state of the aerial vehicle in a coordinate system, determined by a position, an alignment and/or a change in position, from an interaction of the optical beam with the optical module; andwherein the measuring system comprises a control unit for controlling the aerial vehicle, wherein the control ...

TRANSPORTATION USING NETWORK OF UNMANNED AERIAL VEHICLES

Embodiments described herein include a delivery system having unmanned aerial delivery vehicles and a logistics network for control and monitoring. In certain embodiments, a ground station provides a location for interfacing between the delivery vehicles, packages carried by the vehicles and users. In certain embodiments, the delivery vehicles autonomously navigate from one ground station to another. In certain embodiments, the ground stations provide navigational aids that help the delivery vehicles locate the position of the ground station with increased accuracy. 1. A delivery system comprising:one or more unmanned delivery vehicles configured for autonomous navigation;a plurality of ground stations configured to communicate with the one or more unmanned delivery vehicles and provide location information to the one or more unmanned delivery vehicles to aid in locating a ground station location; anda processor configured to identify a route from a first of the plurality of ground stations to a second of the plurality of ground stations based on geographic data and providing the route to the one or more unmanned delivery vehicles for use in the autonomous navigation from the first to the second ground station.2. The delivery system of claim 1 , wherein the one or more unmanned delivery vehicles are aerial vehicles.3. The delivery system of claim 2 , wherein the aerial vehicles comprise a fixed wing and a rotor.4. The delivery system of claim 2 , wherein the aerial vehicles comprise a payload interface capable of accepting a package for transport on the delivery system.5. The delivery system of wherein the package for transport is a camera configured to couple to the payload interface.6. The delivery system of claim 4 , wherein the aerial vehicles comprise safety measures for protecting the package.7. The delivery system of claim 6 , wherein the safety measures include one or more of a parachute or an airbag.8. The delivery system of claim 1 , wherein the processor ...

Stabilizing Platform

The present invention provides an apparatus and related methods for stabilizing a payload device such an imaging device. The methods and apparatus provide fast response time for posture adjustment of the payload device while reducing the energy used.

SYSTEMS, METHODS, AND COMPUTER READABLE MEDIA FOR PROTECTING AN OPERATOR AGAINST GLARE

Systems, methods and computer readable media for protecting a pilot of an aircraft or an operator of a vehicle against glare from a luminous object. A system for attenuating glare experienced by an operator of a vehicle is provided with a transparent display unit or screen with adjustable pixels that is interposed between an operator of a vehicle and all or part of a windshield of the vehicle, and a device to control pixel intensity to attenuate glare from a luminous object. A system is provided with a positioning module for determining the position of the operator inside the vehicle, and for determining the position of at least one luminous object outside the vehicle that is a source of glare experienced by the operator. A system is provided with a computing device for computing a glare line between the operator and luminous object and the position of the display screen where the glare line intersects the display unit. 1. A system for attenuating glare , comprising:a display unit interposed between an operator of a vehicle and all or part of a windshield of the vehicle;a controller for controlling the display unit,a positioning module for determining a position of the operator inside the vehicle, and for determining a position of at least one luminous object outside the vehicle that is a source of glare;a computing platform for computing a glare line between the operator and luminous object and the position of the display unit where the glare line intersects the display unit; andwherein the computing platform is configured to communicate to the controller the position of the display unit where the glare line intersects the display unit and the controller is configured to cause the display unit at the position of the intersection to darken thereby attenuating the glare.2. The system of claim 1 , further comprising a positioning controller claim 1 , wherein the positioning controller is in communication with the positioning module.3. The system of claim 2 , wherein ...

METHOD AND DEVICE FOR AIDING THE MANAGEMENT OF THE FLIGHT OF AN AIRCRAFT

The device comprises servocontrol means which automatically control, in a combined manner, an automatic thrust system of the aircraft and airbrakes of the aircraft, as a supplement to usual means for steering the vertical trajectory, so that the aircraft attains a speed setpoint and/or altitude setpoint, at the location defined by a geographical constraint. 1. A method for aiding the management of the flight of an aircraft , according to which method there is envisaged an interface unit allowing a pilot to enter at least one of the following setpoints: a speed setpoint and an altitude setpoint , as well as means of automatic piloting which apply , in an automatic manner to said aircraft , setpoints thus entered , wherein:a) interface means are envisaged, moreover, allowing a pilot to generate a geographical constraint represented by a distance ahead of the aircraft, defining a position at which he wishes that a setpoint entered be attained; andb) an automatic thrust system of the aircraft and airbrakes of the aircraft are automatically servocontrolled, in a combined manner, so that the aircraft attains said setpoint entered, at the position defined by said geographical constraint.2. The method as claimed in claim 1 , wherein claim 1 , in an automatic manner claim 1 , in a step c) claim 1 , the trajectory flown by the aircraft is determined according to the setpoints of the active guidance mode and according to the thrust and airbrakes profile controlled so as to attain said setpoint at said geographical constraint claim 1 , and at least one part of said trajectory is presented on a viewing screen claim 1 , together with the locations at which the speed and altitude setpoints are attained.3. The method as claimed in claim 2 , wherein there is envisaged on said viewing screen at least one graphical object which is effected in the form of an interaction means which represents:on the one hand, a restitution element which indicates the location of attainment of said ...

SYSTEMS AND METHODS FOR CONTROLLING AN AERIAL UNIT

An aerial unit, a method and a system are provide, the system includes a ground unit; an aerial unit and a connecting element arranged to connect the ground unit to the aerial unit. The ground unit may include a connecting element manipulator, a ground unit controller for controlling the connecting element manipulator; and a ground unit location sensor arranged to generate ground unit location information indicative of a location of the ground unit. The wherein the aerial unit may include a first propeller, a frame, a first propeller motor, at least one steering element; and an aerial unit location sensor arranged to generate aerial unit location information indicative of a location of the aerial unit. At least one of the ground unit and the aerial unit includes a controller that is arranged to control, at least in response to a relationship between the aerial unit location information and the ground unit location information, at least one of the first propeller motor and the at least one steering element to affect at least one of the location of the aerial unit and an orientation of the aerial unit. 1. A system , comprising:a ground unit;an aerial unit; anda connecting element arranged to connect the ground unit to the aerial unit; a connecting element manipulator, for altering an effective length of the connecting element; wherein the effective length of the connecting element defines a distance between the ground unit and the aerial unit;', 'a ground unit controller for controlling the connecting element manipulator; and', 'a ground unit location sensor arranged to generate ground unit location information indicative of a location of the ground unit;, 'wherein the ground unit comprises a first propeller;', 'a frame;', 'a first propeller motor that is configured to rotate the first propeller about a first axis, wherein the first propeller motor is connected to the frame;', 'at least one steering element; and', 'an aerial unit location sensor arranged to generate ...

System and Method for Affixing Gateboxes to an Aircraft

A system for affixing a gatebox to an aircraft includes a first type of gatebox operable to release material from an aircraft, a second type of gatebox operable to release material from the aircraft, a frame coupled to the aircraft operable to receive a selected one of the first type of gatebox and the second type of gatebox; and a plurality of fastenings operable to secure the selected one of the first type of gatebox and the second type of gatebox to the frame. 120-. (canceled)21. A system for affixing a gatebox to an aircraft , comprising:a first type of gatebox operable to release material while affixed to an aircraft;a second type of gatebox operable to release material while affixed to an aircraft;a frame operable to affix to an aircraft and couple to a selected one of the first type of gatebox and the second type of gatebox;a plurality of fastenings operable to detachably couple the selected one of the first type of gatebox and the second type of gatebox to the frame; anda seal operable to create a barrier between the frame and the selected one of the first type of gatebox and the second type of gatebox.22. The system of claim 21 , wherein the seal is a compressible seal and is coupled one or more from the set comprising: the first type of gatebox claim 21 , the second type of gatebox claim 21 , and the frame.23. The system of claim 21 , wherein seal has a cross sectional shape of one from a set comprising: X-shaped claim 21 , O-shaped claim 21 , and U-shaped.24. The system of claim 21 , further comprising a cart comprising:a gatebox support operable to secure a selected one of the first type of gatebox and the second type of gatebox; anda lift operable to vertically lift the support.25. The system of claim 21 , wherein the plurality of fastenings are latches.26. The system of claim 21 , further comprising a controller communicatively coupled to at least one of the aircraft claim 21 , the selected one of the first type of gatebox and the second type of ...

GIMBAL SYSTEMS PROVIDING HIGH-PRECISION IMAGING CAPABILITIES IN A COMPACT FORM-FACTOR

A small form-factor gimbal system that provides for stabilization of payload assets in a manner that provides improved stabilization capability. Such a small form-factor gimbal system provides for precision payload asset steering functionality through integration of an inertially stabilized two-axis gimbal in combination with a beam stabilization mechanism (BSM). In a preferred embodiment, such a small form-factor gimbal system has a gimbal diameter of about 5″ or less and employs a laser assembly having a Coudé path arrangement in which the laser beam passes from the azimuth subassembly to the elevation subassembly along the elevation subassembly rotational axis. 1. A two-axis gimbal system , comprising:a gimbal assembly including a base subassembly, an azimuth subassembly having a rotatably mounted on the base subassembly in a manner enabling the azimuth subassembly to rotate about a first rotational axis, and an elevation subassembly rotatably mounted on the azimuth subassembly in a manner enabling the elevation subassembly to rotate about a second rotational axis, wherein the second rotational axis extends substantially perpendicular to the first rotational axis;a laser amounted on the azimuth subassembly;a first laser light beam steering device amounted on the azimuth subassembly, wherein the first laser light beam steering device redirects a laser light output of the laser from a first laser light beam travelling direction to a second laser light beam travelling direction and wherein the second laser light beam travelling direction is substantially along the second rotational axis;a second laser light beam steering device mounted on the elevation subassembly for redirecting the laser light output from along the second laser light beam travelling direction to along a third laser light beam travelling direction; anda micro-electro-mechanical system (MEMS) gyro mounted on the elevation subassembly.2. The two-axis gimbal system of wherein the second laser light ...

STORAGE SOLUTIONS USING AIRCRAFT LAVATORIES

Embodiments of the present invention provide systems and methods for using aircraft lavatories as storage when the aircraft is on the ground and during taxi, take-off, and landing, but to also allow the lavatories to be open for use during other aircraft flight times. This is accomplished by providing a slidable unit that is contained within the interior space of the aircraft lavatory in a storage position and that is extended out of the aircraft lavatory space in a lavatory use position. 1. An aircraft lavatory storage system , the lavatory comprising an interior space and an access door , the storage system comprising(a) a slidable unit configured to be (i) contained within the interior space of the aircraft lavatory in a storage position and (ii) extended out of the aircraft lavatory space in a lavatory use position;(b) a locking system configured to maintain the slidable unit in place whether in the storage position or the lavatory use position; and(c) an external lock on the access door to indicate that the lavatory is unavailable when the slidable unit is in the storage position.2. The aircraft lavatory storage system of claim 1 , wherein the slidable unit comprises one or more storage units.3. The aircraft lavatory storage system of claim 2 , wherein the one or more storage units are individually accessible.4. The aircraft lavatory storage system of claim 2 , wherein the one or more storage units are positioned on drawer-like runners claim 2 , hinge out from the slidable unit claim 2 , rotate out of the slidable unit claim 2 , are completely removable from the slidable unit claim 2 , or combinations thereof.5. The aircraft lavatory storage system of claim 1 , wherein the slidable unit comprises a back wall that comprises a mirror.6. The aircraft lavatory storage system of claim 1 , wherein the locking system comprises a dual/redundant lock system.7. The aircraft lavatory storage system of claim 1 , wherein the slidable unit slides out of a drawer-like base.8. ...

MODULAR MINIATURE UNMANNED AIRCRAFT WITH VECTORED-THRUST CONTROL

An aircraft for unmanned aviation is described. The aircraft includes an airframe, a pair of fins attached to a rear portion of the airframe, a pair of dihedral braces attached to a bottom portion of the airframe, a first thrust-vectoring (“T/V”) module and a second T/V module, and an electronics module. The electronics module provides commands to the two T/V modules. The two T/V modules are configured to provide lateral and longitudinal control to the aircraft by directly controlling a thrust vector for each of the pitch, the roll, and the yaw of the aircraft. The use of directly articulated electrical motors as T/V modules enables the aircraft to execute tight-radius turns over a wide range of airspeeds. 1. A folding airframe , the folding airframe comprising:a plurality of integrated hinges, each integrated hinge defining a fold line;a locking mechanism, wherein the locking mechanism is used to lock the folding airframe in a deployed position; andat least one passive retention device for securing one or more flight components to the folding airframe, wherein said one or more flight components are configured to eject upon sudden impact.2. The folding airframe of claim 1 , wherein the locking mechanism comprises one or more rods fixed to an edge of the folding airframe.3. The folding airframe of claim 2 , wherein said one or more rods are fixed to the folding airframe using at least one clip.4. The folding airframe of claim 2 , wherein said one or more rods are fixed to the folding airframe using a magnet.5. The folding airframe of claim 1 , wherein the locking mechanism comprises one or more magnets at each fold line.6. The folding airframe of claim 1 , wherein the folding airframe does not comprise a control surface. This application is a divisional of U.S. patent application Ser. No. 13/567,015, filed Aug. 4, 2012 (now U.S. Pat. No. 8,500,067, issued Aug. 6, 2013), which is a continuation-in-part of commonly owned U.S. patent application Ser. No. 12/556,225, ...

REMOTE DETECTION, CONFIRMATION AND DETONATION OF BURIED IMPROVISED EXPLOSIVE DEVICES

A small unmanned aerial system (sUAS) is used for remotely detecting concealed explosive devices—such as buried or otherwise hidden improvised explosive devices (IED)—and exploding or disarming the device while an operator of the sUAS, or other personnel, remain at a safe distance. The sUAS system can be operated at an extended, e.g., greater than 100 meters, standoff from the detection apparatus, explosive, and potential harm and may be operated by a single member of an explosive ordnance disposal (EOD) team. The sUAS may be implemented as an easy-to-operate, small vertical take-off and landing (VTOL) aircraft with a set of optical, thermal, and chemical detection modules for detecting an IED by aerial surveillance, confirming the existence of explosives, and providing options for detonating the IED electrically or by delivery of a payload (e.g., object or device) to neutralize the IED while maintaining the sUAS itself safe from harm. 1. A system comprising:an aircraft having a plurality of wing unit propellers for vertical takeoff and landing;a control system included in the aircraft for controlling flight of the aircraft both autonomously and from a remote location;an ultra-wideband (UWB) radar imaging system for detecting the presence of buried objects, wherein the UWB radar imaging system is carried by the aircraft; and 'the system is configured to perform an autonomous scan of a suspect area by autonomously flying the aircraft in a search pattern over the suspect area and interrogating the suspect area with the UWB radar imaging system.', 'a telemetry system carried by the aircraft for providing information from the UWB radar imaging system to the remote location, wherein'}2. The system of claim 1 , further comprising:a global positioning system (GPS) unit carried by the aircraft; and whereinthe system determines a start point for autonomously flying the search pattern from a global positioning system (GPS) waypoint.3. The system of claim 1 , further ...

METHOD AND DEVICE FOR CONTROLLING AND MONITORING THE SURROUNDING AREAS OF AN UNMANNED AERIAL VEHICLE (UAV)

The embodiments herein disclose a method and a remote control for controlling and monitoring surrounding areas of an Unmanned Aerial Vehicle (UAV) by an operator with a remote control comprising a flight display. The embodiments disclose a surprising advantageously effect for the purposes of controlling and monitoring the surroundings of a UAV by combining the image captured by a UAV camera with a transparently overlaid positional and navigation map providing a perception enabling the operator to have a complete overall view of the situation, utilizing a common screen section of a flight display and thereby not having to shift eye view. Viewing images and positional and navigation information in the way described has shown not to interfere with each other, rather on the contrary. 1. A method for controlling , and monitoring surrounding areas of , an Unmanned Aerial Vehicle (UAV) by an Operator with a remote control , comprising:providing a flight display, and a UAV equipped with a camera and a positioning device providing an image of surrounding areas and positioning data of an operating field of the UAV, wirelessly transmitted to a remote control;displaying the image captured by the camera on the flight display;providing a transparent layer upon the image comprising a cardinal-oriented map of a range of the operating field including at least a cardinal point, a UAV symbol oriented on the flight display relative to the cardinal point corresponding to a real compass direction of the UAV provided by the positioning device; anda waypoint symbol positioned relative to the UAV symbol corresponding in distance and direction to a real geographical relation between the UAV and the waypoint.2. The method according to claim 1 , wherein the cardinal-oriented map further comprises an Operator position symbol positioned relative to the UAV symbol and the waypoint symbol corresponding in distance and direction to a real geographical relation between the Operator and the UAV and ...

Network of Unmanned Vehicles

The present invention provides a co-operative network of unmanned vehicles that participate in co-operative task allocation. Each unmanned vehicle comprises a computer system with an executive level configured to control motion of the unmanned vehicle and an automatic decision level configured to communicate with other unmanned vehicles, to receive task descriptions, to participate in task allocation, and to provide descriptions of tasks to be performed to the executive level for execution. Each unmanned vehicle submits a bid for each task it can perform, the bid reflecting an execution cost for the task. The bids are compared and the task effectively auctioned to the unmanned vehicle with a lowest execution cost. Each unmanned vehicle builds a task plan from its allocated tasks, decomposes the associated task descriptions into elementary task descriptions and forwards the elementary task descriptions in a format suitable for the executive level to execute.

FLIGHT CONTROL USING DISTRIBUTED MICRO-THRUSTERS

A method and apparatus to control movement of a vehicle using a plurality of thrust-producing devices formed in at least one control surface is disclosed. A supply of power to the plurality of thrust-producing devices that are configured to propel gas through the control surface to produce thrust is controlled such that a physical displacement of the control surface is generated. The physical displacement is in accordance with the supply of power to the plurality of thrust-producing devices and controls the movement of the vehicle. 1. A method of controlling movement of a vehicle using a plurality of thrust-producing devices , comprising:controlling a supply of power to the plurality of thrust-producing devices formed in at least one control surface that are configured to propel gas through the control surface to produce thrust; andgenerating a physical displacement of the at least one control surface in accordance with the supply of power to the plurality of thrust-producing devices to control movement of the vehicle.2. The method of claim 1 , wherein:the at least one control surface includes a plurality of control surfaces, andthe controlling of the supply of power to the plurality of thrust-producing devices includes controlling the supply of power to first thrust-producing devices formed on a first control surface and second thrust-producing devices formed on a second control surface such that the vehicle moves in a desired path.3. The method of claim 1 , further comprising forming the at least one control surface using NMSET elements as the plurality of thrust-producing devices.4. The method of claim 3 , wherein the forming of the at least one control surface includes integrally forming said control surface into said vehicle.5. The method of claim 3 , wherein the forming of the at least one control surface includes integrating the NMSET elements into the at least one control surface.6. The method of claim 1 , wherein the generation of the physical displacement ...

DRIVING CONTROL EXCHANGING SYSTEM AND METHOD FOR AUTONOMOUS VEHICLE

Disclosed herein is a driving control exchanging method for an autonomous vehicle by which a driving control may be easily exchanged between a driver and an autonomous vehicle, acquisition of a driving control by a child or a person who cannot drive is prevented, and the relative laws can be complied, making it possible to safely and conveniently manage the autonomous vehicle. 1. A driving control exchanging method for an autonomous vehicle , comprising:determining, by a controller, an operable vehicle operation when a conversion request of a vehicle mode from an autonomous travel mode to a manual travel mode is made by a driver; andsequentially turning off, by the controller, a plurality of functions for performing an autonomous travel of the vehicle to convert the vehicle mode to the manual travel mode in response to determining an operable travel of the vehicle,wherein determining, by the controller, the operable vehicle operation includes determining when the driver operates at least two apparatuses selecting from the group consisting of: a brake pedal, an acceleration pedal, and a steering wheel in a specific order.2. (canceled)3. The driving control exchanging method of claim 1 , wherein the controller sets the specific order of the apparatuses and displays the order on a display unit.4. The driving control exchanging method of claim 1 , wherein the controller determines an operable vehicle operation when the driver manipulates the brake pedal claim 1 , the acceleration pedal claim 1 , and the steering wheel in the order set by the driver.5. The driving control exchanging method of claim 1 , further comprising:turning off, by the controller, a complete autonomous travel function during a steering, accelerating and decelerating operation of the vehicle and converting the vehicle state into an autonomous travel state while maintaining lane control;turning off, by the controller, the automatic steering function and converting the vehicle state into a state in ...

ALTITUDE AND ACCELERATION COMMAND ALTITUDE HOLD ALGORITHM FOR ROTORCRAFT WITH LARGE CENTER OF GRAVITY RANGE

A flight control system includes an Acceleration and Attitude Command/Velocity Hold mode (AACVH) algorithm which blends attitude commands with acceleration commands This blending determines a trim attitude for a given rotorcraft flight condition. 1. An Attitude and Acceleration Command/Velocity Hold algorithm for a rotary wing rotorcraft flight control system comprising:an attitude command model logic which generates an attitude command model logic output;an attitude model logic in communication with said attitude command model logic output, said attitude model logic generates an attitude model logic output;an acceleration model logic in communication with said attitude command model logic output, said acceleration model logic generates an acceleration model logic output; anda model following controller in communication with said attitude model logic output and said acceleration model logic output, said model following controller generates an rotorcraft command to determine a trim attitude for a given rotorcraft flight condition.2. The algorithm as recited in claim 1 , further comprising a velocity model logic in communication with said acceleration model logic output claim 1 , said velocity model logic generates a velocity model logic output in communication with said model following controller.3. The algorithm as recited in claim 2 , further comprising a measured rotorcraft velocity and acceleration in communication with said velocity model logic output and said acceleration model logic output at junction to provide a summed result as a velocity and acceleration error signal output in communication with said model following controller.4. The algorithm as recited in claim 3 , further comprising a measured rotorcraft attitude in communication with said attitude model logic output at junction to provide a summed result as an attitude error signal output in communication with said model following controller.5. The algorithm as recited in claim 1 , further comprising a ...

HOVER HOLD AID SYSTEM FOR A HELICOPTER

The general area of the invention is that of hover hold aid systems for helicopters. The system comprises navigation means; a helmet-mounted visualization system containing a helmet-mounted display incorporated in the pilot's helmet and means for generating symbols in said helmet-mounted display at fixed positions in relation to a terrestrial frame of reference, said symbols being displayed in the angular field of display of the helmet-mounted display. When the helicopter has to home or stay in the vicinity of a predetermined position, the symbol generation means calculate a first and a second representation containing a first target and a second target referenced in said terrestrial frame of reference, the first target located in the direction of the homing course to the predetermined position, the second target located in a direction perpendicular to this same course. 1. Hover hold aid system for a helicopter , said system comprising at least:navigation means enabling the determination of the current position of the helicopter in flight in relation to a terrestrial frame of reference;a helmet-mounted visualization system containing a helmet posture detection device, a helmet-mounted display incorporated in the helmet of the pilot of said helicopter and means for generating symbols in said helmet-mounted display at fixed virtual positions in relation to said terrestrial frame of reference, said symbols being displayed when the latter are situated in the angular field of display of the helmet-mounted display;wherein, when the helicopter has to home or be held in the vicinity of a predetermined position in said terrestrial frame of reference, the symbol generation means calculate a first representation containing a first target and a second representation containing a second target, said targets being referenced in said terrestrial frame of reference, the first target located in the direction of the homing course to the predetermined position, the second target ...

Aircraft Lift And Propulsion From Disparate Air Flows

Generally, an inventive aircraft () having at least a first lift body () and a second lift body () each controllably configurable to correspondingly generate an amount of lift () sufficient to remain aloft at a first elevation () and a second elevation () a sufficient distance apart () to subject the first lift body () and the second lift body () to sufficiently disparate fluid flow characteristics () to propel the aircraft (). 1. An aircraft , comprising:a) a first lift body controllably configurable to generate a lift sufficient to remain aloft at a first elevation;b) a second lift body controllably configurable to generate a lift sufficient to remain aloft at a second elevation, said first elevation and said second elevation a sufficient distance apart to subject said first lift body to a first fluid flow and said second lift body to a second fluid flow, said first fluid flow and said second fluid flow having sufficiently disparate fluid flow characteristics to propel said aircraft;c) a first connective member having a length disposed between a first end and a second end, said first end coupled to said first lift body;d) a second connective member having a length disposed between a first end and a second end, said first end coupled to said second lift body; ande) a payload container, said second end of said first connective member and said second connective member coupled to said payload container.2. The aircraft of claim 1 , wherein said first lift body and said second lift body comprise a powered or an unpowered first lift body and a powered or an unpowered second lift body.3. The aircraft of claim 1 , wherein disparate fluid flow characteristics are selected from the group consisting of: disparate fluid speed claim 1 , disparate fluid direction claim 1 , and combinations thereof.4. The aircraft of claim 3 , wherein said first fluid flow and said second fluid flow comprise a first air flow and a second air flow and wherein said disparate fluid flow ...

FLIGHT CONTROL SYSTEM USING SIMPLEX COMPUTERS AND AIRCRAFT COMPRISING SAME

A system for computing flight commands, which comprises simplex computers coupled to form virtual command/monitor pairs. These virtual pairs send the commands computed to actuators whose controller implements an election of the pair whose command will be taken into account by the actuator. 1. A computer for computing flight commands within a flight control system , comprising:at least one item of software for computing flight commands according to at least one flight law on the basis of at least one command received from at least one piloting member;means of communication with at least two other associated computers of the same type;means for computing a first flight order, intended for a remote controller of an airfoil actuator, in command mode within a first virtual command/monitor pair comprising said computer and one of the two associated computers acting in monitor mode on behalf of said first virtual command/monitor pair;means for computing a second flight order, intended for a remote controller of an airfoil actuator, in monitor mode within a second virtual command/monitor pair comprising said computer and of the other associated computer acting in command mode on behalf of said second virtual command/monitor pair.2. The computer according to claim 1 , further comprising means for verifying the validity of the virtual command/monitor pairs according to the following criteria:the commands computed by the two computers of the pair are available and computed according to the same flight law; andthe difference in absolute value between the two commands computed is less than a given tolerance threshold.3. The computer according to claim 2 , wherein the means for verifying the validity of the virtual command/monitor pairs furthermore:that the two computers implement a different item of software for the computation of the commands.4. The computer according to claim 1 , characterized in that it furthermore comprising means for transmitting to all the other computers ...

HYBRID TRANSPORTATION

Provided is a transportation system comprising a hybrid vehicle that is propelled on a highway by a linear induction electric motor comprising a stationary motor element (“stator”) and a moving motor element (“rotor”), where the stator is incorporated into a groove in the highway and the rotor is incorporated into the hybrid vehicle and protrudes into the groove in the highway; and where the hybrid vehicle further comprises at least one wing that elevates the hybrid vehicle when propelled to a take-off speed on the highway. Methods of transportation utilizing this hybrid vehicle transportation system are further provided. 1. A transportation system comprising a hybrid vehicle that is propelled on a highway by a linear induction motor comprising a stationary motor element (“stator”) and a moving motor element (“rotor”) , wherein the stator is incorporated into a groove in the highway and the rotor is incorporated into the hybrid vehicle and protrudes into the groove in the highway; wherein the hybrid vehicle further comprises at least one wing that elevates the hybrid vehicle when propelled to a take-off speed on the highway.2. The transportation system of claim 1 , wherein a groove part is the same width and/or the groove top is wider than the groove bottom.3. A method of transportation claim 1 , the method utilizing the transportation system of claim 1 , the method comprising(a) engaging the linear induction motor, wherein magnetic induction in the rotor causes its propulsion causing the hybrid vehicle to begin accelerating up to a take-off speed and to become elevated by interaction of the at least one wing with air,(b) the elevation causes the rotor to elevate up from the stator bottom in the groove, increasing the gap between the rotor and the stator and the reducing the magnetic flux thru the rotor and hence magnetic induction,(c) the reduction of magnetic induction and hence propulsion causes the hybrid vehicle to slow down and lower, thus reducing the ...

UNMANNED AERIAL VEHICLE

To provide an unmanned aerial vehicle that eliminates or minimizes the laboriousness involved in optimal pitch adjustment of propellers while eliminating or minimizing complexity and instability in airframe structure and/or flight programs. This object is solved by an unmanned aerial vehicle that is provided with a plurality of rotors and that includes: a center frame that is a central portion of an airframe of the unmanned aerial vehicle; and a plurality of arms extending radially from the center frame in plan view. A plurality of motors that are driving sources of the respective rotors are provided in the center frame. The plurality of rotors are supported by the respective arms. Each arm of the arms has a hollow cylindrical structure. A motive power transmission member configured to transmit a driving force of each motor of the motors to the each rotor is provided in the each arm. 1. An unmanned aerial vehicle provided with a plurality of rotors and comprising:a center frame that is a central portion of an airframe of the unmanned aerial vehicle;a plurality of arms extending from the center frame;a plurality of motors that are driving sources of the respective rotors; anda speed controller configured to control a rotational speed of each rotor of the rotors,wherein the plurality of motors are provided in the center frame,wherein the plurality of rotors are supported by the respective arms,each arm of the arms has a hollow cylindrical structure,wherein a motive power transmission member configured to transmit a driving force of each motor of the motors to the each rotor is provided in the each arm, andwherein the unmanned aerial vehicle is configured to make a mid-air movement by controlling the rotational speed of the each rotor.2. The unmanned aerial vehicle according to claim 1 ,wherein the plurality of motors, which are the driving sources of the respective rotors, are provided in the center frame such that an output shaft of the each motor is pointed toward ...

POSITION DETERMINATION OF MOBILE OBJECTS

An apparatus, method and computer program is described comprising: determining that a first mobile object requires positioning assistance based on one or more predetermined criteria, wherein the predetermined criteria includes whether one or more properties of a planned or predicted future position of the first mobile object have been identified as insufficient, or are predicted as being insufficient, for determining the position of the first mobile object with a required level of accuracy; and responsive to said determination, causing deployment of one or more movable devices (e.g. UAVs) to a target position for providing the required positioning assistance to said first mobile object. 1. An apparatus comprising: at least one processor; and at least one memory including computer program code which , when executed by the at least one processor , causes the apparatus:to determine that a first mobile object requires positioning assistance based on one or more predetermined criteria, wherein the predetermined criteria comprises whether one or more properties of a planned or predicted future position of the first mobile object have been identified as insufficient, or are predicted as being insufficient, for determining the position of the first mobile object with a required level of accuracy;responsive to said determination, to cause deployment of one or more movable devices to a target position for providing the required positioning assistance to said first mobile object.2. The apparatus of claim 1 , wherein one or more of the one or more movable devices is/are unmanned aerial vehicles.3. The apparatus of claim 1 , further comprising:to determine a required level of accuracy of the first mobile object based on its type or its current application.4. The apparatus of claim 1 , wherein the planned or predicted future position of the first mobile object is determined based on the current position of the first mobile object and one or more prior locations of the first ...

UNMANNED AERIAL VEHICLE LANDING INTERFACE

The present disclosure is directed toward systems and methods for autonomously landing an unmanned aerial vehicle (UAV). In particular, systems and methods described herein enable a UAV to land within and interface with a UAV ground station (UAVGS). In particular, one or more embodiments described herein include systems and methods that enable a UAV to conveniently interface with and land within a UAV ground station (UAVGS). For example, one or more embodiments include a UAV that includes a landing base and landing frame that interfaces with a landing housing of a UAVGS. 1. A system comprising:a ground station comprising a conically-shaped landing housing; and a main body;', 'a plurality of rotors coupled to the main body; and', 'a landing base coupled to the main body, the landing base having a shape complementary to the conically-shaped landing housing of the ground station such that when the UAV enters the conically-shaped landing housing of the ground station, contact between the landing base and the conically-shaped landing housing of the ground station causes the UAV to self-align within the conically-shaped landing housing of the ground station., 'an unmanned aerial vehicle (UAV) comprising2. The system as recited in claim 1 , wherein the landing base further comprises a landing pad and a plurality of charging contacts on the landing pad.3. The system as recited in claim 2 , wherein the ground station comprises one or more UAVGS charging contacts that couple to at least one of the plurality of charging contacts on the landing pad of the landing base when the UAV lands within the conically-shaped landing housing of the ground station.4. The system as recited in claim 2 , wherein the plurality of charging contacts on the UAV are positioned around a perimeter of the landing pad of the landing base based on corresponding positions of a plurality of UAVGS charging contacts within the conically-shaped landing housing of the ground station.5. The system as recited ...

SITE MANAGEMENT SYSTEM, IN-FLIGHT DETECTION METHOD, AND NON-TRANSITORY COMPUTER READABLE MEDIUM STORING PROGRAM OF SITE MANAGEMENT SYSTEM

A site management system includes an unmanned airplane being switchable between an airplane mode for high speed flight and a VTOL mode for low speed flight, a working vehicle working in a civil construction site, a shape detection sensor provided in the unmanned airplane to detect a shape of the civil construction site, and an external control apparatus that controls flight of the unmanned airplane, driving of the working vehicle, and driving of the shape detection sensor. The external control apparatus moves the unmanned airplane to an observation area by performing the high speed flight. Further, the external control apparatus detects a shape of the observation area by driving the shape detection sensor while performing the high speed flight or by driving the shape detection sensor while performing low speed flight by switching from the airplane mode to the VTOL mode. 1. A site management system comprising:an unmanned airplane being switchable between an airplane mode for high speed flight and a VTOL mode for low speed flight;a working vehicle working in a civil construction site;a shape detection sensor provided in the unmanned airplane, the shape detection sensor being driven to detect a shape of the civil construction site; andan external control apparatus that controls flight of the unmanned airplane, driving of the working vehicle, and driving of the shape detection sensor,wherein the external control apparatus moves the unmanned airplane to an observation area in the civil construction site by performing the high speed flight of the unmanned airplane in the airplane mode, andthe external control apparatus detects a shape of the observation area by driving the shape detection sensor while performing the high speed flight of the unmanned airplane in the airplane mode or by driving the shape detection sensor while performing low speed flight of the unmanned airplane by switching from the airplane mode to the VTOL mode.2. The site management system according to ...

CLEAN FUEL ELECTRIC MULTIROTOR AIRCRAFT FOR PERSONAL AIR TRANSPORTATION AND MANNED OR UNMANNED OPERATION

Methods and systems for a full-scale vertical takeoff and landing manned or unmanned aircraft, having an all-electric, low-emission or zero-emission lift and propulsion system, an integrated ‘highway in the sky’ avionics system for navigation and guidance, a tablet-based motion command, or mission planning system to provide the operator with drive-by-wire style direction control, and automatic on-board-capability to provide traffic awareness, weather display and collision avoidance. Automatic computer monitoring by a programmed triple-redundant digital autopilot computer controls each motor-controller and motor to produce pitch, bank, yaw and elevation, while simultaneously restricting the flight regime that the pilot can command, to protect the pilot from inadvertent potentially harmful acts that might lead to loss of control or loss of vehicle stability. By using the results of the state measurements to inform motor control commands, the methods and systems contribute to the operational simplicity, reliability and safety of the vehicle. 1. A full-scale , multirotor all-electric aircraft system sized , dimensioned , and configured for transporting one or more human occupants and/or payload , the system comprising:a multirotor airframe fuselage, having a structure supporting the total vehicle weight together with the one or more human occupants and/or payload;a plurality of motor and propeller assemblies attached to the multirotor airframe fuselage, the plurality of motor and propeller assemblies each comprising a plurality of pairs of propeller blades, the plurality of motor and propeller assemblies being controlled by a plurality of motor controllers;an electrical power-system configured to supply electrical voltage and current;a power distribution monitoring and control subsystem for monitoring and controlling distribution of the supplied electrical voltage and current to the plurality of motor controllers and an avionics system; andwherein the plurality of motor ...

AIRCRAFT WITH UMBRELLA STRUCTURE

An aircraft with an umbrella structure is provided, which includes a main body, a base and a plurality of umbrella arms. The base is disposed on the main body. One end of each umbrella arm is installed on the base, and each umbrella arm includes an arm body, where the both sides of the arm body are provided with a first fixation element and a second fixation element respectively, and an umbrella cloth connected to the second fixation element is disposed inside the arm body. The umbrella arms are able to spread out to form a radiating arrangement, and the second fixation element of each umbrella arm is fixed on the first fixation element of the adjacent umbrella arm at one side thereof to pull out the umbrella cloth disposed therein, such that the umbrella arms can form the umbrella structure. 1. An aircraft with an umbrella structure , comprising:a main body;a base, disposed on the main body; anda plurality of umbrella arms, one end of each umbrella arm being installed on the base, and each umbrella arm comprising an arm body, a first fixation element, a second fixation element and an umbrella cloth, wherein the first fixation element and the second fixation element are disposed on both sides of the arm body respectively, and the umbrella cloth is connected to the second fixation element and disposed inside the arm body;wherein the umbrella arms are able to spread out to form a radiating arrangement, and the second fixation element of each umbrella arm is fixed on the first fixation element of the adjacent umbrella arm at one side thereof to pull out the umbrella cloth disposed therein, such that the umbrella arms form the umbrella structure.2. The aircraft with the umbrella structure of claim 1 , wherein one end of each umbrella arm is detachably installed on the base.3. The aircraft with the umbrella structure of claim 1 , wherein the first fixation elements and the second fixation elements are magnets.4. The aircraft with the umbrella structure of claim 1 , ...

AIRCRAFT AND METHODS OF PERFORMING TETHERED AND UNTETHERED FLIGHTS USING AIRCRAFT

Disclosed are aircraft configured to perform tethered and untethered flights as well as methods of operating such aircraft. During a tethered flight, the aircraft is connected to a power line using its connecting module. While tethered, the aircraft can receive electrical energy from the power line and use this energy for propulsion and/or storage. The aircraft comprises a propulsion module for providing vertical and horizontal thrusts. In some examples, the aircraft comprises a transport module. The transport module may be removably attached to the propulsion module and be replaceable with another transportation module. During an untethered flight, the electrical energy is supplied to the propulsion module from a battery and/or a generator on board of the aircraft. The untethered flight capability can be used for landing and takeoff, flying away from power lines or when the power line is not operational, and other like examples. 1. An aircraft configured to perform a tethered flight and an untethered flight , the aircraft comprising:a propulsion module, comprising a vertical thruster configured to generate lift;a connecting module, coupled to the propulsion module and configured to form a power connection with a power line during the tethered flight to transmit electrical energy from the power line to the propulsion module; anda transport module, coupled to the propulsion module and configured to transport one or more of cargo and passengers.2. The aircraft of claim 1 , wherein the transport module is detachably coupled to the propulsion module.3. The aircraft of claim 1 , wherein the transport module is selected from the group consisting of a passenger transport module claim 1 , a container transport module claim 1 , and an ore transport module.4. The aircraft of claim 1 , further comprising a battery claim 1 , electrically coupled to the connecting module and the vertical thruster claim 1 , wherein the battery is configured to charge during the tethered flight ...

SYSTEMS AND METHODS FOR RELIABLE RELATIVE NAVIGATION AND AUTONOMOUS FOLLOWING BETWEEN UNMANNED AERIAL VEHICLE AND A TARGET OBJECT

A method for navigating an airborne device relative to a target comprises detecting, at an optical detector on the airborne device, an optical signal generated by one or more LEDs on the target. The method also comprises comparing, by a processor on the airborne device, the detected optical signal with a previously-detected optical signal. The method further comprises determining, by the processor based on the comparison, a change in location of at least one of the airborne device or the target. The method also comprises adjusting a position of the airborne device based on the determined change in location. The method also comprises predicting, by the processor, a movement of the target based on information indicative of at least one of a position, a rotation, an orientation, an acceleration, a velocity, or an altitude of the target, wherein the position of the airborne device is adjusted based on the predicted movement of the target. The method also comprises detecting an obstacle in a flight path associated with the airborne device and adjusting a position of the airborne device is further based, at least in part, on detected obstacle information. 1. A method , comprising:causing an airborne vehicle to follow a flight path that positions the airborne vehicle at a perch position relative to a ground-based mobile target;detecting an obstacle in the flight path of the airborne vehicle;responsively adjusting the flight path of the airborne vehicle to cause the airborne vehicle to reduce altitude from the perch position to connect to an obstacle-free path traversed by the ground-based mobile target; andcausing the airborne vehicle to follow behind the ground-based mobile target on the obstacle-free path until the obstacle is no longer detected.2. The method of claim 1 , further comprising:determining that the obstacle is no longer detected; andresponsively adjusting the flight path of the airborne vehicle to cause the airborne vehicle to continue following the ground- ...

SELF-STABILIZING SPHERICAL UNMANNED AERIEL VEHICLE CAMERA ASSEMBLY

A self-stabilizing spherical unmanned aerial vehicle (UAV) camera assembly, including: a stabilizer assembly; a plurality of motors coupled to the stabilizer assembly; a spherical camera mounting cage assembly disposed about and coupled to the stabilizer assembly; and a plurality of cameras coupled to the spherical camera mounting cage assembly. Preferably, the plurality of cameras include a plurality of stereoscopic cameras coupled to an exterior of the spherical camera mounting cage assembly. The self-stabilizing spherical UAV camera assembly is capable of taking/recording 360 degree×180 degree stereoscopic photo/video content. The self-stabilizing spherical UAV camera assembly can also be used with various real-time visualization and control technologies. 1. A self-stabilizing spherical unmanned aerial vehicle (UAV) camera assembly , comprising:a stabilizer assembly;a plurality of motors coupled to the stabilizer assembly;a spherical camera mounting cage assembly disposed about and coupled to the stabilizer assembly; anda plurality of cameras coupled to an exterior of the spherical camera mounting cage assembly, thereby unobstructed by the stabilizer assembly.2. The UAV camera assembly of claim 1 , wherein the plurality of motors comprises one of a plurality of propellers and a plurality of ducted fans operable for lifting and controlling the UAV camera assembly.3. The UAV camera assembly of claim 1 , wherein the stabilizer assembly is operable for tilting the spherical camera mounting cage assembly about two axes with respect to the stabilizer assembly.4. The UAV camera assembly of claim 1 , wherein the stabilizer assembly is operable for rotating the spherical camera mounting cage assembly about a central axis with respect to the stabilizer assembly.5. The UAV camera assembly of claim 1 , wherein the plurality of cameras comprises a plurality of stereoscopic cameras adapted to obtain panoramic images free from obstructions from the stabilizer assembly.6. The ...