RU2682944C1 - Method of placing unmanned aerial vehicle in high-attitude flight trajectory - Google Patents

Method of placing unmanned aerial vehicle in high-attitude flight trajectory Download PDF

Info

Publication number
RU2682944C1
RU2682944C1 RU2018109346A RU2018109346A RU2682944C1 RU 2682944 C1 RU2682944 C1 RU 2682944C1 RU 2018109346 A RU2018109346 A RU 2018109346A RU 2018109346 A RU2018109346 A RU 2018109346A RU 2682944 C1 RU2682944 C1 RU 2682944C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
uav
unmanned aerial
flight
aerial vehicle
pitch angle
Prior art date
Application number
RU2018109346A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Петрович Мищенко
Марк Абрамович Ружинский
Юрий Николаевич Семененко
Михаил Александрович Усачёв
Леонид Александрович Чернов
Original Assignee
Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" filed Critical Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка"
Priority to RU2018109346A priority Critical patent/RU2682944C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2682944C1 publication Critical patent/RU2682944C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D5/00—Aircraft transported by aircraft, e.g. for release or reberthing during flight

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to unmanned aerial vehicles (UAVs). Method of placing the UAV in the high-altitude flight trajectory includes placing and fixing the UAV on the launch pad of the aircraft carrier along the fuselage, flight of the aircraft carrier to the height of the separation of the UAV, its separation, stabilization of its position by the control system, launch of the booster engine and control in autonomous flight with an increase in the pitch angle. UAV is provided with pulsed jet engines to create a rotational pulse around a transverse axis passing through the center of gravity of the UAV and compensate for this rotational impulse. Increasing the pitch angle is performed before starting the booster engine by turning on a jet engine generating a rotational pulse. In the process of increasing the pitch angle to the required value, the jet engine of rotational pulse compensation is turned on, and the start of the booster engine is ensured after reducing the angular velocity of the UAV rotation around the transverse axis.EFFECT: technical result of the invention is to increase the safety of the launch of the UAV on the high-altitude flight path.1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА), транспортируемым другими летательными аппаратами и отделяемым в полете для выведения на высотную траекторию полета.The invention relates to unmanned aerial vehicles (UAVs), transported by other aircraft and separated in flight for display on a high-altitude flight path.

Известен способ запуска БПЛА ("Пегас 11", И. Лисов, "Гляжусь в циклон, как в зеркало...", журнал "Новости космонавтики", 2017 г., №02 (409), стр. 29), способ выведения которого на высотную траекторию полета принят за прототип, и включает снабжение БПЛА узлами для крепления на пусковое устройство вдоль фюзеляжа самолета-носителя, системой управления в автономном полете, полезной нагрузкой и и тремя разгонными ступенями (разтонной двигательной установкой) с реактивными двигателями твердого топлива (РДТТ)., размещение и крепление беспилотного летательного аппарата на пусковом устройстве самолета-носителя, выполненном с возможностью отделения БПЛА в полете, полет самолета-носителя до высоты отделения БПЛА (12,4 км), его отделение, стабилизацию положения в автономном полете системой управления и запуск РДТТ. В процессе стабилизации положения БПЛА, до запуска РДТТ, БПЛА летит продольно под самолетом-носителем, с частичной потерей скорости и высоты полета, поэтому для безопасности самолета-носителя, после стабилизации положения БПЛА в автономном полете системой управления и запуска его РДТТ, система управления БПЛА обеспечивает его полет под фюзеляжем самолета-носителя с ускорением, а после обгона самолета-носителя система управления БПЛА обеспечивает увеличение угла тангажа и набор высоты полета, превышающей высоту полета самолета-носителя.There is a known method of launching an UAV ("Pegasus 11", I. Lisov, "I look at the cyclone, like a mirror ...", the journal "Cosmonautics News", 2017, No. 02 (409), p. 29), the method of launching which is adopted for the high-altitude flight path as a prototype, and includes the supply of UAVs with assemblies for mounting on the launcher along the fuselage of the carrier aircraft, an autonomous flight control system, payload, and three booster stages (a ramp engine) with solid fuel rocket engines (solid propellant rocket engines) )., placement and mount of an unmanned aerial vehicle apparatus on the launcher of the carrier aircraft, configured to separate the UAV in flight, the flight of the carrier aircraft to the height of the UAV compartment (12.4 km), its separation, stabilization of the autonomous flight by the control system and the launch of the solid propellant rocket engine. In the process of stabilizing the position of the UAV, before launching the solid propellant rocket launcher, the UAV flies longitudinally under the carrier aircraft, with a partial loss of speed and altitude, therefore, for the safety of the aircraft carrier, after stabilization of the UAV’s position in autonomous flight, the control and launch system of its solid propellant rocket engine, UAV control system provides its flight under the fuselage of the carrier aircraft with acceleration, and after overtaking the carrier aircraft, the UAV control system provides an increase in the pitch angle and a gain in flight height exceeding the flight height of the carrier aircraft .

Существенными признаками прототипа, совпадающими с признаками предлагаемого способа являются следующие: способ выведения беспилотного летательного аппарата на высотную траекторию полета, включающий его снабжение узлами для крепления на пусковое устройство самолета-носителя вдоль фюзеляжа, выполненное с возможностью отделения беспилотного летательного аппарата в полете, системой управления его положением в автономном полете, полезной нагрузкой и разгонной двигательной установкой, размещение и крепление беспилотного летательного аппарата на пусковом устройстве самолета-носителя, полет самолета-носителя до высоты отделения беспилотного летательного аппарата, его отделение, стабилизацию его положения, запуск разгонного двигателя и управление в автономном полете с увеличением угла тангажа.The essential features of the prototype that coincide with the features of the proposed method are the following: a method for putting an unmanned aerial vehicle onto a high-altitude flight path, including supplying it with assemblies for mounting on a launcher of an aircraft carrier along the fuselage, configured to separate an unmanned aerial vehicle in flight, its control system autonomous flight position, payload and acceleration propulsion system, placement and fastening of unmanned aerial vehicles apparatus on the launch device of the carrier aircraft, the flight of the carrier aircraft to the separation height of the unmanned aerial vehicle, its separation, stabilization of its position, starting the booster engine and control in autonomous flight with increasing pitch angle.

Выведение БПЛА на высотную траекторию полета известным способом характеризуется, после запуска разгонной двигательной установки, участком параллельного полета БПЛА и самолета-носителя, с небольшой разницей по высоте, на котором БПЛА обгоняет самолет-носитель, и участком, на котором БПЛА совершает маневр перед самолетом-носителем по набору высоты полета, с увеличением угла тангажа БПЛА, при этом расстояние между самолетом-носителем и БПЛА, на начальном участке набора его высоты полета, уменьшается. Параллельный полет БПЛА и самолета-носителя с небольшой разницей по высоте и набор высоты полета БПЛА перед самолетом-носителем увеличивают время нахождения БПЛА вблизи самолета-носителя, вследствие чего увеличивается вероятность повреждения самолета-носителя при неисправности системы управления БПЛА или его разгонной двигательной установки.Launching a UAV to a high-altitude flight path in a known manner is characterized, after starting an accelerating propulsion system, by a portion of a parallel flight of a UAV and a carrier aircraft, with a slight difference in height at which the UAV overtakes the carrier aircraft and the section where the UAV maneuvers in front of the aircraft- carrier on a set of flight altitude, with an increase in the pitch angle of the UAV, the distance between the carrier aircraft and the UAV, in the initial section of the set of its flight altitude, decreases. Parallel flight of a UAV and a carrier aircraft with a small difference in height and a climb to the UAV in front of the carrier aircraft increase the time the UAV is in the vicinity of the carrier aircraft, which increases the likelihood of damage to the carrier aircraft in the event of a malfunction of the UAV control system or its accelerating propulsion system.

Техническим результатом, на решение которого направлено изобретение, является уменьшение вероятности повреждения самолета-носителя при неисправности системы управления БПЛА или его разгонной двигательной установки.The technical result, the solution of which the invention is directed, is to reduce the likelihood of damage to the carrier aircraft in case of a malfunction of the UAV control system or its accelerating propulsion system.

Для решения поставленной задачи в предлагаемом способе выведения беспилотного летательного аппарата на высотную траекторию полета, включающем его снабжение узлами для крепления на пусковое устройство самолета-носителя вдоль фюзеляжа, выполненное с возможностью отделения беспилотного летательного аппарата в полете, системой управления его положением в автономном полете, полезной нагрузкой и разгонной двигательной установкой, размещение и крепление беспилотного летательного аппарата на пусковом устройстве самолета-носителя, полет самолета-носителя до высоты отделения беспилотного летательного аппарата, его отделение, стабилизацию его положения, запуск разгонной двигательной установки и управление в автономном полете с увеличением угла тангажа, беспилотный летательный аппарат снабжают импульсными реактивными двигателями, создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата, и компенсации этого импульса вращения, увеличение угла тангажа обеспечивают перед запуском разгонной двигательной установки путем включения реактивного двигателя создания импульса вращения, и в процессе увеличения угла тангажа до необходимого значения включают реактивный двигатель компенсации этого импульса вращения, а запуск разгонной двигательной установки обеспечивают после уменьшения угловой скорости вращения беспилотного летательного аппарата вокруг поперечной оси.To solve the problem in the proposed method of launching an unmanned aerial vehicle on a high-altitude flight path, including supplying it with assemblies for mounting on a launcher of a carrier aircraft along the fuselage, configured to separate an unmanned aerial vehicle in flight, a control system for its position in autonomous flight, useful loading and accelerating propulsion system, placement and fastening of an unmanned aerial vehicle on the launcher of a carrier aircraft, flight carrier aircraft to the separation height of an unmanned aerial vehicle, its separation, stabilization of its position, launching of an accelerating propulsion system and autonomous flight control with increasing pitch angle, an unmanned aerial vehicle is equipped with pulsed jet engines, creating a rotation impulse around a transverse axis passing through the center of gravity of an unmanned aerial vehicle, and compensation of this rotation impulse, an increase in the pitch angle provide an accelerating propulsion system before starting ki by including creating a jet engine rotation pulse, and in the process increase the pitch angle to the desired value of compensation include jet engine rotation of this pulse and start accelerating propulsion provide, after reduction of the angular speed of the drone about a transverse axis.

Отличительными признаками предлагаемого способа выведения беспилотного летательного аппарата на высотную траекторию полета является то, что беспилотный летательный аппарат снабжают импульсными реактивными двигателями, создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата, и компенсации этого импульса вращения, увеличение угла тангажа обеспечивают перед запуском разгонной двигательной установки путем включения реактивного двигателя создания импульса вращения, и в процессе увеличения угла тангажа до необходимого значения включают реактивный двигатель компенсации этого импульса вращения, а запуск разгонной двигательной установки обеспечивают после уменьшения угловой скорости вращения беспилотного летательного аппарата вокруг поперечной оси.Distinctive features of the proposed method for bringing an unmanned aerial vehicle to a high-altitude flight path is that the unmanned aerial vehicle is equipped with pulse jet engines, creating a rotation impulse around the transverse axis passing through the center of gravity of the unmanned aerial vehicle, and providing this rotation impulse and an increase in pitch angle provide starting an accelerating propulsion system by turning on a jet engine to create a rotation pulse, and in the process of increasing the pitch angle to the required value includes a jet engine to compensate for this rotation impulse, and starting the accelerating propulsion system is ensured after reducing the angular speed of rotation of the unmanned aerial vehicle around the transverse axis.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, достигается: уменьшается вероятность повреждения самолета-носителя при неисправности системы управления БПЛА или его разгонной двигательной установки; уменьшение времени выведения и запаса топлива, необходимого для работы разгонной двигательной установки.Due to the presence of these distinctive features in combination with the known, the following is achieved: the probability of damage to the carrier aircraft is reduced in case of a malfunction of the UAV control system or its accelerating propulsion system; reduction of the time of removal and fuel supply necessary for the operation of an accelerating propulsion system.

Предложенное техническое решение может найти применение в авиации, например, для запуска спутников связи или мониторинга поверхности, исследовательских аппаратов для изучения космических объектов, потоков космических излучений, состояния верхних слоев атмосферы.The proposed technical solution can be used in aviation, for example, to launch communication satellites or surface monitoring, research vehicles for studying space objects, cosmic radiation fluxes, and the state of the upper atmosphere.

Способ выведения БПЛА на высотную траекторию полета поясняется устройством, представленном на чертежах, фиг. 1 и фиг. 2.The method of bringing the UAV to a high-altitude flight path is illustrated by the device shown in the drawings, FIG. 1 and FIG. 2.

На фиг. 1 представлено устройство БПЛА, выводимого на высотную траекторию полета.In FIG. 1 shows a UAV device displayed on a high-altitude flight path.

На фиг. 2 показано положение БПЛА в автономном полете относительно самолета-носителя при включении разгонной двигательной установки БПЛА.In FIG. 2 shows the position of the UAV in autonomous flight relative to the carrier aircraft when the accelerating propulsion system of the UAV is turned on.

Представленный на фиг. 1 и фиг. 2 БПЛА 1 содержит узлы крепления на пусковое устройство 2 самолета-носителя вдоль его фюзеляжа 3, содержащие передний упор 4, замковую нишу 5 для подъема БПЛА 1 и его крепления на пусковом устройстве 2, и задний упор 6, разгонную двигательную установку 7, систему управления его положением в автономном полете, включающую блок 8 управления, сообщенный с устройством 9 стабилизации положения БПЛА 1 после отделения от пускового устройства 2, и с устройством 10 управления положением БПЛА 1 после запуска разгонной двигательной установки 7. БПЛА 1 снабжен полезной нагрузкой 11, импульсным реактивным двигателем 12, для создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр 13 тяжести (ЦТ) БПЛА 1, и импульсным реактивным двигателем 14, для создания импульса компенсации вращения БПЛА 1 вокруг поперечной оси, проходящей через центр 13 тяжести. Пусковое устройство 2 содержит раздвижные элементы 15 для подъема БПЛА 1 и его крепления на пусковом устройстве 2 и выполнено с возможностью отделения БПЛА 1 от самолета-носителя в полете.Presented in FIG. 1 and FIG. 2 UAV 1 contains attachment points to the launcher 2 of the carrier aircraft along its fuselage 3, containing a front stop 4, a lock niche 5 for lifting the UAV 1 and its mount on the launch device 2, and a rear stop 6, an accelerating propulsion system 7, a control system its autonomous flight position, including a control unit 8, in communication with the UAV stabilization device 9 after separation from the launch device 2, and with the UAV 1 position control device 10 after starting the booster engine 7. UAV 1 is equipped with a payload 11, a pulse jet engine 12, to create a pulse of rotation around the transverse axis passing through the center of gravity 13 of the UAV 1, and a pulse jet engine 14, to create a pulse to compensate for the rotation of the UAV 1 around the transverse axis passing through the center of gravity 13 . The launch device 2 contains sliding elements 15 for lifting the UAV 1 and its mounting on the launch device 2 and is configured to separate the UAV 1 from the carrier aircraft in flight.

Представленное на фиг. 1 и фиг. 2 БПЛА 1 работает следующим образом. Средствами подъема пускового устройства 2 (на чертежах не показаны) БПЛА 1 устанавливается на пусковое устройство 2 до контакта с передним и задним упорами 4 и 6, раздвижные элементы 15 фиксируются в замковой нише 5. Самолет-носитель выполняет полет к месту отцепки с подъемом на высоту отцепки. В месте отцепки расфиксируются раздвижные элементы 15 и БПЛА 1 под действием силы тяжести отделяется от пускового устройства 2. При необходимости, пусковое устройство 2 может содержать устройство отталкивания БПЛА 1 (на чертежах не показано). После отделения БПЛА 1, по команде блока 8 управления задействуется устройство 9, обеспечивая стабилизацию положения БПЛА 1 в автономном полете, при котором импульсный реактивным двигатель 12 располагается в нижней части БПЛА 1, а импульсный реактивный двигатель 14, соответственно, в верхней. В этом положении БПЛА 1 блок 8 управления задействует импульсный реактивный двигатель 12, обеспечивая передачу импульса вращения БПЛА 1 вокруг поперечной оси, проходящей через ЦТ 13. При этом, БПЛА 1 поворачивается против часовой стрелки, увеличивая угол тангажа (наклон к горизонтальной плоскости). В процессе увеличения угла тангажа до необходимого значения ϑ (фиг. 2) по сигналам блока 8 управления задействуется импульсный реактивный двигатель 14 компенсации импульса вращения вокруг оси, проходящей через ЦТ 13. Время включения реактивного двигателя 14 определяют расчетом и в процессе разработки БПЛА 1 уточняют при испытаниях, из условия уменьшения угловой скорости вращения БПЛА 1 до значения ~ 0 угловых градусов в секунду, при достижении БПЛА 1 необходимого значения ϑ угла тангажа. К этому моменту времени по сигналу блока 8 управления запускается разгонная двигательная установка 7. Процесс увеличения угла тангажа БПЛА 1 до необходимого значения 0 осуществляется за время ~1 с, и приводит к дополнительному уменьшению горизонтальной составляющей (W'БПЛА) скорости БПЛА 1 до значения ~ 80-120 м/с и увеличению расстояния между БПЛА 1 и фюзеляжем 3 до ~ 400 м, при скорости самолета-носителя ~ 270 м/с. При дальнейшем увеличении высоты полета БПЛА 1 под углом О тангажа расстояние между БПЛА 1 и фюзеляжем 3 самолета-носителя будет увеличиваться. Таким образом, обеспечивается минимальное время (~ 2 с) полета БПЛА 1 на расстоянии 0-60 м от фюзеляжа 3 самолета-носителя, в отличие от прототипа, где это время больше на время пролета под фюзеляжем 3 самолета-носителя. Малое время нахождения БПЛА 1 вблизи фюзеляжа 3 самолета-носителя уменьшает вероятность повреждения самолета-носителя при неисправности системы управления БПЛА 1 или разгонной двигательной установки 7. Дополнительно, в отличие от прототипа, отсутствие участка параллельного полета БПЛА 1 под фюзеляжем 3 самолета-носителя, при выведении на высотную траекторию полета, обеспечивает уменьшение времени выведения и запаса топлива, необходимого для работы разгонной двигательной установки 7.Presented in FIG. 1 and FIG. 2 UAV 1 operates as follows. By lifting means of the launching device 2 (not shown in the drawings), the UAV 1 is installed on the starting device 2 until it contacts the front and rear stops 4 and 6, the sliding elements 15 are fixed in the locking recess 5. The carrier aircraft flies to the hitch with a rise to a height uncoupling. In the place of uncoupling, the sliding elements 15 and the UAV 1 are released under the action of gravity and are separated from the starting device 2. If necessary, the starting device 2 may include a repulsion device for the UAV 1 (not shown in the drawings). After separation of the UAV 1, at the command of the control unit 8, the device 9 is activated, providing stabilization of the position of the UAV 1 in autonomous flight, in which the pulse jet engine 12 is located in the lower part of the UAV 1, and the pulse jet engine 14, respectively, in the upper one. In this position, the UAV 1 control unit 8 activates a pulsed jet engine 12, providing a pulse of rotation of the UAV 1 around the transverse axis passing through the CT 13. In this case, the UAV 1 rotates counterclockwise, increasing the pitch angle (inclination to the horizontal plane). In the process of increasing the pitch angle to the required value ϑ (Fig. 2), according to the signals of the control unit 8, a pulse jet engine 14 for compensating the rotation momentum about an axis passing through the central heating center 13 is activated. The turn-on time of the jet engine 14 is determined by calculation and during the development of the UAV 1 specify tests, from the condition of reducing the angular velocity of rotation of the UAV 1 to a value of ~ 0 angular degrees per second, when UAV 1 reaches the required value ϑ pitch angle. At this point in time, the acceleration propulsion system 7 is started according to the signal of the control unit 8. The process of increasing the pitch angle of the UAV 1 to the required value 0 takes about ~ 1 s, and leads to an additional decrease in the horizontal component (W 'of the UAV ) of the speed of the UAV 1 to ~ 80-120 m / s and increase the distance between the UAV 1 and the fuselage 3 to ~ 400 m, with the speed of the carrier aircraft ~ 270 m / s. With a further increase in the flight height of the UAV 1 at an angle О of pitch, the distance between the UAV 1 and the fuselage 3 of the carrier aircraft will increase. Thus, the minimum time (~ 2 s) of UAV flight 1 at a distance of 0-60 m from the fuselage 3 of the carrier aircraft is provided, in contrast to the prototype, where this time is longer for the flight time under the fuselage 3 of the carrier aircraft. The short time spent by UAV 1 near the fuselage 3 of the carrier aircraft reduces the likelihood of damage to the carrier aircraft when the control system of the UAV 1 or the accelerating propulsion system 7 fails. Additionally, unlike the prototype, there is no parallel flight section of the UAV 1 under the fuselage 3 of the carrier aircraft, bringing to a high-altitude flight path, provides a reduction in the time of removal and fuel supply necessary for the operation of an accelerating propulsion system 7.

Claims (1)

Способ выведения беспилотного летательного аппарата на высотную траекторию полета, включающий его снабжение узлами для крепления на пусковое устройство самолета-носителя вдоль фюзеляжа, выполненное с возможностью отделения беспилотного летательного аппарата в полете, системой управления его положением в автономном полете, полезной нагрузкой и разгонной двигательной установкой, размещение и крепление беспилотного летательного аппарата на пусковом устройстве самолета-носителя, полет самолета-носителя до высоты отделения беспилотного летательного аппарата, его отделение, стабилизацию его положения, запуск разгонной двигательной установки и управление в автономном полете с увеличением угла тангажа, отличающийся тем, что беспилотный летательный аппарат снабжают импульсными реактивными двигателями создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата, и компенсации этого импульса вращения, увеличение угла тангажа обеспечивают перед запуском разгонной двигательной установки путем включения реактивного двигателя создания импульса вращения и в процессе увеличения угла тангажа до необходимого значения включают реактивный двигатель компенсации этого импульса вращения, а запуск разгонной двигательной установки обеспечивают после уменьшения угловой скорости вращения беспилотного летательного аппарата вокруг поперечной оси.A method for bringing an unmanned aerial vehicle to a high-altitude flight path, including supplying it with assemblies for mounting on a launch vehicle of a carrier aircraft along the fuselage, configured to separate an unmanned aerial vehicle in flight, a system for controlling its position in autonomous flight, payload and accelerating propulsion system, placement and fastening of an unmanned aerial vehicle on the launcher of a carrier aircraft; flight of a carrier aircraft to the height of the unmanned aerial vehicle of the aircraft, its separation, stabilization of its position, launching of the acceleration propulsion system and control in autonomous flight with increasing pitch angle, characterized in that the unmanned aerial vehicle is equipped with pulse jet engines to generate a rotation pulse around the transverse axis passing through the center of gravity of the unmanned aerial vehicle , and compensation of this rotation impulse, an increase in pitch angle is provided before starting the accelerating propulsion system by turning on the reagent creating th engine rotation pulse and in the process increase the pitch angle to the desired value of compensation include jet engine rotation of this pulse, and start accelerating propulsion provide, after reduction of the angular speed of the drone about a transverse axis.
RU2018109346A 2018-03-16 2018-03-16 Method of placing unmanned aerial vehicle in high-attitude flight trajectory RU2682944C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018109346A RU2682944C1 (en) 2018-03-16 2018-03-16 Method of placing unmanned aerial vehicle in high-attitude flight trajectory

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018109346A RU2682944C1 (en) 2018-03-16 2018-03-16 Method of placing unmanned aerial vehicle in high-attitude flight trajectory

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2682944C1 true RU2682944C1 (en) 2019-03-22

Family

ID=65858571

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018109346A RU2682944C1 (en) 2018-03-16 2018-03-16 Method of placing unmanned aerial vehicle in high-attitude flight trajectory

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2682944C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110427043A (en) * 2019-09-04 2019-11-08 福州大学 Pose Control device design method based on operation flying robot's centre-of gravity shift
CN113460320A (en) * 2020-03-31 2021-10-01 海鹰航空通用装备有限责任公司 Booster separating mechanism for unmanned aerial vehicle and method for using booster separating mechanism

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4901949A (en) * 1988-03-11 1990-02-20 Orbital Sciences Corporation Ii Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight
JP2000199700A (en) * 1998-12-28 2000-07-18 Mitsubishi Electric Corp Guided projectile
WO2000054433A1 (en) * 1999-03-08 2000-09-14 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus for positioning a low cost, long duration high altitude instrument platform utilizing unmanned airborne vehicles
RU2263874C1 (en) * 2004-03-30 2005-11-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method of a rocket control

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4901949A (en) * 1988-03-11 1990-02-20 Orbital Sciences Corporation Ii Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight
JP2000199700A (en) * 1998-12-28 2000-07-18 Mitsubishi Electric Corp Guided projectile
WO2000054433A1 (en) * 1999-03-08 2000-09-14 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus for positioning a low cost, long duration high altitude instrument platform utilizing unmanned airborne vehicles
RU2263874C1 (en) * 2004-03-30 2005-11-10 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method of a rocket control

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
И. Лисов. Гляжусь в циклон, как в зеркало. - Ж.: Новости космонавтики, 2017, N2 (409). *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110427043A (en) * 2019-09-04 2019-11-08 福州大学 Pose Control device design method based on operation flying robot's centre-of gravity shift
CN110427043B (en) * 2019-09-04 2021-09-28 福州大学 Pose controller design method based on gravity center offset of operation flying robot
CN113460320A (en) * 2020-03-31 2021-10-01 海鹰航空通用装备有限责任公司 Booster separating mechanism for unmanned aerial vehicle and method for using booster separating mechanism

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8528853B2 (en) In-line staged horizontal takeoff and landing space plane
RU97110200A (en) RUNNING FACILITIES FOR SPACE VEHICLES, PERFORMED AS A PLANER AND TOWED TO THE RUNNING HEIGHT OF A USUAL PLANE
EP2279945B1 (en) Launching system and launching apparatus
US10793271B2 (en) Drone and associated airborne intervention equipment
US20190375505A1 (en) Detachable Pilotable Capsules and Aircrafts Including Detachable Pilotable Capsules
US4884770A (en) Earth-to-orbit vehicle providing a reusable orbital stage
US11103392B2 (en) Safety system for aerial vehicles and method of operation
RU2015135494A (en) MULTI-TIME APPLICATION MODULE FOR CARRIER ROCKET
US3289974A (en) Manned spacecraft with staged re-entry
RU2702261C2 (en) Unmanned aerial vehicle
US9944410B1 (en) System and method for air launch from a towed aircraft
US11077960B2 (en) Satellite launch system
RU2682944C1 (en) Method of placing unmanned aerial vehicle in high-attitude flight trajectory
US5363737A (en) Air-vehicle launcher apparatus
US6508435B1 (en) Method for controlling an aerospace system to put a payload into an orbit
US20030080241A1 (en) Air launch of payload carrying vehicle from a transport aircraft
US10669047B2 (en) System and method for hypersonic payload separation
WO2016079747A1 (en) Delivery of intelligence gathering devices
RU184666U1 (en) Unmanned aerial vehicle
RU2401779C1 (en) Air rocket complex
RU198132U1 (en) Unmanned aerial vehicle
RU2353546C2 (en) Mobile aircraft rocket-and-space system
US2692094A (en) Composite aircraft
RU2727363C1 (en) Method for unmanned aerial vehicle flight to altitude flight path
RU2507468C2 (en) Method for start of unmanned aerial vehicle and jet system for its implementation (versions)