Система і спосіб автоматичного керування польотом енергетичних літальних пристроїв крилоподібної форми та їх застосування

1. Система для автоматичного керування польотом щонайменше одного крилоподібного літального пристрою (2), в якій вищезгаданий крилоподібний літальний пристрій (2) управляється блоком механічного приводу (9), оснащеним двома лебідками, з якими вищезгаданий крилоподібний літальний пристрій (2) з'єднується за допомогою двох відповідних приводних тросів (21), яка відрізняється тим, що включає перші засоби детектування (3), розміщені на борту крилоподібного літального пристрою (2), пристосовані для виявлення першочергових пакетів інформації (3а), яка містить щонайменше один набір даних про положення та один набір даних про орієнтацію в просторі вищезгаданого крилоподібного літального пристрою (2), та прискорення, якого зазнає вищезгаданий крилоподібний літальний пристрій, другі наземні засоби детектування (5), пристосовані для виявлення другочергових пакетів інформації (5а), яка включає щонайменше одне значення сили натягу вищезгаданих приводних тросів (21) вищезгаданого крилоподібного літального пристрою (2) та дані про положення противаги вищезгаданого блока механічного приводу (9), пристрій обробки та управління (7) вищезгаданих першочергових (3а) та другочергових (5а) пакетів інформації, здатний трансформувати зміст пакетів інформації (3а, 5а) в операції механічного управління лебідками блока механічного приводу (9) з метою керування польотом крилоподібного літального пристрою (2) вздовж траєкторії польоту TV1, TV2, TV3, ..., TVn, максимізуючи "підйомний" ефект на вищезгаданий 2 (19) 1 3 складі тензодатчики, здатні вимірювати відхилення приводних тросів (21). 11. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що другі засоби детектування (5) мають у своєму складі декодери на лебідках блока механічного приводу (9). 12. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що другі засоби детектування (5) мають у своєму складі датчики близькості. 13. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що другі засоби детектування (5) мають у своєму складі наземну систему штучного візуального спостереження. 14. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що крилоподібний літальний пристрій (2) виготовлено з реологічних полімерів. 15. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що вищезгадані перші (3) і/або другі (5) засоби детектування мають у своєму складі віртуальні сенсори. 16. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що система передачі першочергових порцій інформації (3а) інтегрована в приводні троси (21) крилоподібного літального пристрою (2), у вигляді щонайменше одного оптичного волокна передачі даних. 17. Система за п. 1 або 16, яка відрізняється тим, що приводні троси (21) мають ділянку у формі крилоподібного літального пристрою. 18. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що система передачі першочергових порцій інформації (3а) є системою передачі на радіочастотах. 19. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що система передачі першочергових порцій інформації (3а) є ультразвуковою системою передачі. 20. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що система передачі першочергових порцій інформації (3а) використовує протокол односпрямованого постійного потоку. 21. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що система передачі першочергових порцій інформації (3а) використовує протокол пакетів датаграм. 22. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що система передачі першочергових порцій інформації (3а) використовує асинхронний переговорний протокол передачі. 23. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що до її складу входять засоби попередньої обробки інформації (11), здатні виконувати попередню обробку всіх або частини першочергових порцій інформації (3а) на борту крилоподібного літального пристрою (2) з метою надання попередньо оброблених порцій першочергової інформації (3а'). 24. Система за п. 1, яка відрізняється тим, що до її складу входить щонайменше одна система живлення перших засобів детектування (3) та система передачі першочергових порцій інформації (3а) на борту крилоподібного літального пристрою (2). 25. Система за п. 24, яка відрізняється тим, що система живлення перших засобів детектування (3) включає в себе фотоелементні тонкоплівкові модулі на пластикових підкладках, розміщені на крилоподібному літальному пристрої (2). 26. Система за п. 24, яка відрізняється тим, що система живлення перших засобів детектування (3) включає в себе вітрову мікротурбіну, підключену до магнітоелектричного генератора. 89001 4 27. Спосіб автоматичного керування польотом щонайменше одного енергетичного крилоподібного літального пристрою (2) з застосуванням системи за одним з попередніх пунктів, який відрізняється тим, що включає виявлення за допомогою перших засобів детектування (3) першочергових пакетів інформації (3а) про траєкторію польоту крилоподібного літального пристрою (2) на даний момент, виявлення за допомогою других засобів детектування (5) другочергових пакетів інформації (5а) про траєкторію польоту крилоподібного літального пристрою (2) на даний момент, відправлення першочергових пакетів інформації (3а, 3а') через вищезгадану систему передачі даних до вищезгаданих засобів обробки і управління (7), відправлення другочергових пакетів інформації (5а) до засобів обробки і управління (7), отримання з вищезгаданих першочергових (3а, 3а') та другочергових пакетів інформації безпосередньо або опосередковано значень, які стосуються щонайменше одного положення XY та висоти польоту вищезгаданого крилоподібного літального пристрою (2) в даний момент, динаміки вищезгаданої противаги та сили натягу вищезгаданих приводних тросів (21), визначення параметрів польоту і управління, визначення відносної ваги PQ, РC, РМ, PZI, РТ для кожного з вищезгаданих параметрів польоту і управління, обчислення для кожного з вищезгаданих параметрів найкращих координат XY в наступні моменти часу Т0, Т1, T2, ... Тn, обчислення векторної суми RX0Y0 всіх координат у вищезгаданий момент часу Т0, обчислення векторних сум RX1Y1, RX2Y2, ... RXnYn, для всіх майбутніх моментів часу Т1, T2, Т3, ... Тn, визначення і застосування середньозважених значень часу РТ0, РТ1, PT2, ... РТn для вищезгаданих векторних сум, вибір найкращої серед вищезгаданих векторних сум RX1Y1, RX2Y2, ... RXnYn, як ідеальної на даний момент координати мішені, в напрямку якої має бути виконано маневр крилоподібного літального пристрою (2), вибір найкращого маршруту траєкторії польоту TV1, TV2, TV3, ... TVn для переміщення крилоподібного літального пристрою (2) з вищезгаданого положення в даний момент до вищезгаданої мішені, переміщення вищезгаданого крилоподібного літального пристрою (2) з вищезгаданих координат вищезгаданого положення в даний момент до вищезгаданої мішені шляхом дії пристрою числового управління (7b) на блок механічного приводу (9), повторення всіх вищезгаданих кроків для кожного інтервалу часу Dt. 28. Спосіб за п. 27, який відрізняється тим, що між кроками виявлення за допомогою перших засобів детектування (3) першочергових пакетів інформації (3а) про траєкторію польоту крилоподібного літального пристрою (2) на даний момент та виявлення за допомогою других засобів детектування (5) другочергових пакетів інформації (5а) про траєкторію польоту крилоподібного літального пристрою (2) на даний момент включає крок попередньої обробки першочергових пакетів інформації (3а) за допомогою засобів попередньої обробки з метою отримання попередньо оброблених першочергових пакетів інформації (3а'). 5 89001 6 29. Спосіб за п. 27, який відрізняється тим, що вищезгаданими параметрами польоту і управління є висота Q, динаміка противаги С, маневр М, зони обмеження польоту (заборонені зони) ZI, сила натягу вищезгаданих приводних тросів (21). 30. Спосіб за п. 27, який відрізняється тим, що вищезгаданий крок визначення параметрів польоту і управління включає в себе крок визначення допуску для кожного з вищезгаданих параметрів. 31. Спосіб за п. 27, який відрізняється тим, що вищезгаданий крок вибору найкращого маршруту траєкторії польоту TV1, TV2, TV3, ... TVn для переміщення крилоподібного літального пристрою (2) з вищезгаданого положення в даний момент до вищезгаданої мішені використовує інерційну систему навігації (INS) за підтримки динамічної моделі вищезгаданого крилоподібного літального пристрою (FVM). 32. Спосіб за п. 27, який відрізняється тим, що включає в себе крок терміновості, для вказівки крилоподібному літальному пристрою (2), який маневр має бути виконаний із максимальним пріоритетом. 33. Спосіб за п. 27, який відрізняється тим, що включає в себе крок ретроактивної корекції вищезгаданих параметрів польоту та управління. 34. Спосіб за п. 27, який відрізняється тим, що включає в себе крок калібрування вищезгаданого маневру за допомогою методу Хінфа і/або фільтра Кальмана. 35. Спосіб за п. 27, який відрізняється тим, що включає в себе крок ретроактивного регулювання тривалості вищезгаданого інтервалу часу Dt. 36. Застосування системи згідно з одним з попередніх пунктів від 1 до 26 у поєднанні із "карусельною" системою (20). 37. Застосування способу згідно з одним з попередніх пунктів від 27 до 35 разом з "карусельною" системою (20). Предметом даного винаходу є система і процес для автоматичного управління польотом енергетичних літальних пристроїв крилоподібної форми, зокрема для оптимізації процесу вироблення електричної енергії, отримуваної за рахунок польоту таких крилоподібних літальних пристроїв, підключених до системи «карусельного» типу. На сьогодні існує велика кількість літературних джерел і технічних вирішень проблем, пов'язаних з автоматичним управлінням польотами автономних літальних апаратів (АЛА). Добре відомо, що здатність особи управляти польотом крилоподібного літального пристрою, наприклад, повітряного змія, головним чином випливає з візуальної оцінки положення і орієнтації цього літального пристрою в просторі і отриманого в результаті цієї оцінки ряду даних, які дозволяють модулювати маневр тягових тросів. Автоматизація такого маневру літального пристрою неминуче пов'язана з точним відтворенням цієї людської здатності. Відповідна література і рівень техніки в даній галузі не дають інформації про розв'язання, або дослідження проблем, пов'язаних з автоматичним управлінням польоту енергетичних літальних пристроїв крилоподібної форми, реалізованих, зокрема, у вигляді «повітряного змія з управлінням електрогенератором». Насправді вважається, що проблеми такого управління численні і складні настільки, що потребують найоптимальнішого використання найсучасніших методологій і алгоритмів управління. Політ енергетичного крилоподібного літального пристрою і моделювання цього польоту насправді пов'язані з використанням багатоваріантних нелінійних систем, причому характеристики управління повинні відповідати актуальним вимогам надійності стосовно варіацій параметрів та динаміки, які не можуть бути змодельовані з достатньою точністю. Спираючись на ці характеристики, система управління має також забезпечувати функціональності калібрувань, роз роблених для віртуального прототипу, використовуючи експериментальні вимірювання на реальній системі, коли вона буде реалізована. Дослідникам у даній галузі, починаючи з головних робіт Найквіста і Боде, завжди доводилось вирішувати проблеми, що поставали при управлінні реальних систем шляхом апроксимації математичних моделей, розроблених для управління такими системами. Однак, лише починаючи з 70-х - 80-х років було отримано результати, необхідні для систематичного та кількісного підходу до ефекту невизначеності моделей, які використовуються для аналізу і синтезу систем управління, що дало поштовх для стрімкого розвитку в області надійного управління. Оскільки ці методології можуть застосовуватись для вирішення великої частини реальних проблем, постає необхідність отримання таких характеристик за допомогою відповідних методів ідентифікації, які базуються на вимірюваннях у реальній системі, яка є об'єктом процесу управління, причому в літературі, пов'язаній з даними проблемами, ця ідентифікація визначається як надійна ідентифікація, ідентифікація, орієнтована на управління, або ідентифікація по належності множині. Такі аспекти, головним чином, висвітлюються в наступних працях: - Горовіц, «Синтез систем управління зі зворотним зв’язком», Academic Press, 1963; - Менга Дж., Міланезе М., Негро Α., «Мінімальне і максимальне квадратичне управління систем, описаних апроксимованими моделями», IEEE Trans. Aut. Contr, 1976; - Дж. С. Дойл, «Гарантовані границі для лінійно-квадратичних регуляторів», IEEE Trans. Aut. Contr, 1978; - В. Л. Харитонов, «Асимптотична стабільність положення рівноваги для сімейства систем лінійних диференційних рівнянь», Диференційні рівняння, 1979; 7 - Дж. Зеймс, «Зворотний зв'язок і оптимальна чутливість», IEEE Trans. Aut. Contr, 1981-82; - X. Кімура, «Надійна стабільність для класу передаточних функцій», IEEE Trans. Aut. Contr, 1984; - Дж. С. Дойл, К. Гловер, П. П. Каргонекар, Б. А. Франсіс, «Просторові стани, як розв'язки стандартних проблем управління Н-2 та H-inf», IEEE Trans. Aut. Contr, 1989; - С. П. Бхаттачарья, X. Чапеллат, Л. X. Кіль, «Надійне управління: параметричний підхід», Prentice Hall, 1995 - К. Жу, Дж. С. Дойл, К. Гловер, «Надійне і оптимальне управління», Prentice Hall, 1996; - Μ. Міланезе, Р. Темпо, А. Вічіно, «Надійність у питаннях ідентифікації та управління», Plenum, London, 1989; - IEEE Trans, on Aut. Contr, «Спеціальний випуск з питань систем ідентифікації для розробки надійного управління», 1992; - А. Б. Куржанскі, В. М. Веліов, «Методика моделювання для невизначених систем», Birkhauser, 1994; - Б. Ніннес та Дж. С Гудвін, «Оцінка якості моделі», Автоматика, 1995; - М. Міланезе, Дж. Нортон, X. Пієт-Лаханьєр, Е. Уолтер, «Граничні підходи до ідентифікації системи», Plenum Press, 1996; - Дж. P. Партінгтон, «Інтерполяція, ідентифікація і зондування», Clarendon Press, 1997; - X. Кімура, Μ. Міланезе, конференція «Теорія множини моделей в питаннях ідентифікації та управління», 38th IEEE CDC Phoenix, 1999; - Дж. Чен, Г. Гу, «Ідентифікація систем, орієнтованих на управління: підхід Н-нескінченність», John Wiley, 2000; - Міжнародна конференція з надійного і нелінійного управління, спеціальний випуск «Надійне управління на основі даних», М. Міланезе, М. Таранья Eds., 2004. Як доповнення до наведених вище статей і книг, слід відзначити важливі внески на міжнародному рівні в питаннях розвитку інноваційних методологій та алгоритмів, задокументовані в наступній літературі; зокрема, методи ідентифікації моделей апроксимації складних лінійних та нелінійних систем розглянуті в роботах: - М. Міланезе, Дж. Белфорт: «Теорія оцінок і оцінка інтервалів невизначеності в присутності невідомих але обмежених похибок: лінійні сімейства моделей і засобів оцінювання», IEEE Trans, on Aut. Contr, том 27, №2, квітень 1982. - Μ. Міланезе, Ρ. Темпо: «Теорія оптимальних алгоритмів для надійної оцінки і прогнозування», IEEE Trans, on Aut. Contr AC, серпень 1985. - Б. З. Касевич, М. Міланезе, А. Вічіно: «Умовно оптимальні алгоритми та оцінка моделей зниженого порядку», 2-й міжнародний симпозіум з оптимальних алгоритмів, Нью-Йорк, 1987. Також Journal of Complexity ol.4, pp.73-85, 1988. Μ. Міланезе, А. Вічіно, «Теорія оптимальної оцінки для динамічних систем з невизначеністю належності множині: огляд», Автоматика, том 27, 997-1009, 1991; 89001 8 - Л. Джіарре, Б. З. Касевич, Μ. Міланезе, «Оцінка якості моделі в ідентифікації належності множині», Автоматика, том 33, №6, стор.11331139,1997; - М. Міланезе, М. Таранья, «Оптимальність, апроксимація і комплексність в Н-infідентифікації», IEEE Trans, on Aut. Contr, том. АС47(10), стор.1682-1690, 2002; - Μ. Міланезе, С. Новара, «Ідентифікація належності множині в нелінійних системах», Автоматика, том 40/6, стор. 957-975, 2004; - К. Хсу, М. Клаасен, С Новара, Р. Каргонекер, М. Міланезе, К. Пулла, «Непараметрична ідентифікація статичних нелінійностей в загальній взаємозв'язаній системі», всесвітня конференція міжнародної федерації з автоматичного управління, Прага, 2005. Питання надійного управління на основі експериментальних даних розглядається в роботах: - М. Міланезе, Дж. Фіоріо, С. Малан, «Розробка надійного управління роботою для пристрою калібрування високої точності», Автоматика, спеціальний випуск з надійного управління, том 29, стор.147-156, 1993; - С. Малан, М. Міланезе, Д. Регруто і М. Таранья, «Надійне управління на основі даних ідентифікації належності множині в моделі невизначеності», Міжнародний журнал з надійного і нелінійного управління, спеціальний випуск «Надійне управління на основі даних», 2004. Питанням надійного управління в умовах насиченості методологіями недопущення згортання і МРС присвячено роботи: - М. Канале, М. Міланезе, «Надійна розробка прогнозуючих контролерів в умовах немодельованої динаміки», європейський журнал з управління, том 9, №5, 2003; - М. Канале, М. Міланезе, 3. Ахмад, Ε. Матта, «Покращена стратегія напів активного управління підвішеним станом з використанням методів прогнозування», міжнародна конференція з інформації та технологій комунікації, Дамаск, 2004; а застосування цих питань в різноманітних секторах розглядаються в роботах: - М. Міланезе, С. Новара, П. Габріеллі, Л. Теннерьєлло, «Експериментальне моделювання вертикальної динаміки апаратів з контрольованими станами підвішення», світовий конгрес SAE, Детройт, Мічиган, 2004; - Μ. Міланезе, С. Новара, «Прогнозування належності множині для річкової течії», статті з питань систем і управління, том 53/1, стор.31-39, 2004; - А. Кьєза, "Tecniche di controllo Fault Tolerant per volivolisenza pilota (UAV)" Graduating paper, responsible M. Milanese, Politecnico di Torino, 2004; - M. Міланезе, С. Новара, Л. Півано, «Структурна SM- ідентифікація вертикальної динаміки транспортних засобів», математичне і комп'ютерне моделювання динамічних систем (спеціальний випуск), 2005. Однак, в усіх наведених вище дослідженнях немає відомостей про автоматичне управління польотом енергетичних крилоподібних літальних пристроїв, які працюють у прогнозованому режимі, 9 зокрема на основі спостереження і прогнозу майбутніх умов польоту самих крилоподібних літальних пристроїв, що дозволяє брати до уваги критичні ситуації і похибки згідно з прогнозом. В італійській заявці на патент №ТО2003А000945 та в європейській заявці на патент ЕР 04028646.0, де заявлено про її пріоритет, розкривається система для перетворення кінетичної енергії вітрових (еолових) потоків в електричну енергію за допомогою прогнозованого і адаптивного управління польотом енергетичних крилоподібних літальних пристроїв, приєднаних до системи «карусельного» типу. Для роботи установок такого типу бажано було б скористатись системою і процесом автоматичного управління польотом енергетичних крилоподібних літальних пристроїв - деталей таких установок, що дало б можливість керувати польотом цих крилоподібних літальних пристроїв у реальному часі згідно з режимами, описаними в наведених вище заявках. Але на даному етапі розвитку техніки у даній галузі не існує відомостей про системи, які давали б можливість ефективно управляти польотом крилоподібних літальних пристроїв, які є складовою частиною системи «карусельного» типу. Отже, об'єктом даного винаходу є розв'язання описаних вище проблем на сучасному етапі розвитку техніки шляхом розробки системи і процесу автоматичного управління польотом енергетичних крилоподібних літальних пристроїв прогнозованим способом, згідно з «пріоритетною стратегією управління», яка базується на спостереженні і прогнозуванні майбутніх умов польоту цих крилоподібних літальних пристроїв, з урахуванням критичних ситуацій і похибок, викликаних прогнозуванням, що дозволяє уникнути локальних максимумів, осциляцій і нестабільності польоту. Іншою метою даного винаходу є надання системи і процесу автоматичного управління польотом енергетичних крилоподібних літальних пристроїв, які застосовуються в системах «карусельного» типу, описаних в італійській заявці на патент №ТО2003А000945 та в європейській заявці на патент ЕР 04028646.0. Згадані вище та інші цілі і переваги даного винаходу, як буде показано в наведеному нижче описі, втілюються в системі для автоматичного керування польотом енергетичних крилоподібних літальних пристроїв згідно з п.1 формули винаходу. Більше того, наведені вище та інші цілі і переваги даного винаходу досягаються за допомогою процесу автоматичного керування польотом енергетичних крилоподібних літальних пристроїв згідно з п.27 формули винаходу. Оптимальні варіанти втілення даного винаходу та нетривіальні варіації даного винаходу розглянуті у відповідних пунктах формули винаходу. Даний винахід краще буде описано за допомогою одного з оптимальних варіантів його втілення (беручи до уваги, що цим варіантом втілення даного винаходу не обмежуються), і з посиланнями на вміщені нижче ілюстрації, де: - Фіг.1 представляє блок-схему, на якій зображено основні компоненти системи автоматичного 89001 10 керування польотом енергетичних крилоподібних літальних пристроїв згідно даного винаходу; - на діаграмі Фіг.2 зображено систему координат, прив'язану до енергетичного крилоподібного літального пристрою, як складової частини системи «карусельного» типу; - Фіг.3 показує розклад вектора прискорення вільного падіння на складові; Фіг.4 являє собою діаграму, на якій зображено область навігації крилоподібного літального пристрою з урахуванням напряму та сприйняття вітрового (еолового) потоку; на Фіг.5 представлено діаграму з зображенням тривимірної мішені - зони, до якої спрямовується траєкторія польоту крилоподібного літального пристрою у процесі управління згідно даного винаходу; - на Фіг.6 показано проекцію діаграми 4а на площині; - Фіг.7 показує діаграму, подану на Фіг.4, доповнену деякими параметрами процесу згідно даного винаходу; - на Фіг.8 подано вигляд зверху відомої системи «карусельного» типу, у фазі виконання деяких кроків крилоподібним літальним пристроєм, керованим з використанням системи та/або процесу згідно даного винаходу. У наведеному нижче описі система та процес згідно даного винаходу будуть описуватись як у варіанті оптимального втілення (просто у якості прикладу) для автоматичного керування польотом енергетичного крилоподібного літального пристрою згідно з варіантом, описаним в італійській заявці на патент №ТО2003А000945 та в європейській заявці на патент ЕР 04028646.0. В подальшому, з метою більшої стислості у розкритті даного питання, по детальніший опис компонентів, які будуть згадуватись нижче і є загальновживаними для відомої системи «карусельного» типу, слід звертатись до вищезгаданих заявок на патенти. Однак, має бути цілком зрозуміло, що система і процес згідно даного винаходу можуть використовуватись також і в інших варіантах застосування, що можуть відрізнятись від системи «карусельного» типу, шляхом виконання модифікацій, цілком доступних для спеціалістів, обізнаних у даній галузі техніки. У цьому контексті припускається, що політ щонайменше одного енергетичного крилоподібного літального пристрою управляється за допомогою блоку механічного приводу, оснащеного лебідками з двигунами змінного струму, до яких сам літальний пристрій приєднується двома відповідними приводними тросами, як описано в ТО2003А000945 та в ЕР 04028646.0. У відповідності до Фіг.1 можна зазначити, що система 1 автоматичного керування польотом щонайменше одного енергетичного крилоподібного літального пристрою 2 згідно даного винаходу має в своєму складі перший комплект засобів детектування 3 на борту енергетичного крилоподібного літального пристрою 2, пристосований для виявлення перших (первинних) пакетів інформації 3а, яка стосується щонайменше положення і орієнтації у просторі самого літального пристрою 2, та даних у трьох вимірах про прискорення цього при 11 строю, другий комплект засобів для детектування 5, розміщений на землі з метою виявлення других (вторинних) пакетів інформації 5а, яка містить щонайменше дані про силу натягу на приводних тросах літального пристрою 2 та про положення противаги блоку механічного приводу 9, пристрій обробки та контролю 7 першочергових 3а та другочергових 5а пакетів інформації, призначений для виконання функцій перетворення змісту таких пакетів інформації в механічні операції управління лебідками блоку механічного приводу 9 для здійснення керування крилоподібним літальним пристроєм 2 по всій траєкторії його польоту, що дає максимальний «підйомний» ефект, створений дією на цей літальний пристрій вітрового потоку, в якому цей пристрій знаходиться, а також дозволяє відібрати максимальну кінетичну енергію з цього вітрового потоку, та систему передачі перших пакетів інформації 3а до пристрою обробки та контролю 7, і, зокрема, до геометричного двигуна 7а. Насправді, можна продемонструвати, що у тому випадку, коли енергетичний крилоподібний літальний пристрій має можливість вільно сканувати фронт потоку вітру (еолового потоку) в «підйомному» режимі, то не лише сила натягу, прикладена з боку цього літального пристрою до приводних тросів (а, отже, можливо, і до траверс «карусельної» системи) буде незрівнянно більшою, ніж ця ж сила, прикладена у випадку стаціонарного знаходження цього літального пристрою в точці максимального опору вітру, але ділянка, у якій крилоподібні літальні пристрої створюють гальмівну дію на обертання «карусельної» системи, буде повністю виключена. Зокрема, до складу пристрою обробки та контролю 7 входить геометричний двигун 7а, здатний, отримавши таку першу порцію інформації 3а, обробити її і повернути інформацію 7с про положення, прискорення та орієнтацію даного літального пристрою 2, передаючи цю інформацію на систему числового управління 7b загальновживаного типу, пристосовану для управління 9а лебідками блоку механічного приводу 9 з метою управління силою натягу приводних тросів. Крім того, система 1 згідно даного винаходу може мати в своєму складі приводний механізм розсіювання нестабільності, розроблений у відповідності до теорії надійного (робастного) управління. З метою кращого розуміння режимів, у яких відбувається безпосередній збір першочергових пакетів інформації 3а першими засобами детектування 3, а також того, які інші пакети інформації можуть бути опосередковано отримані з першочергових пакетів інформації 3а, а отже, і того, якого типу засоби детектування 3 першочергової інформації можуть застосовуватись у системі 1 згідно даного винаходу, може бути корисно коротко розглянути геометричну частину інформації, яка характеризує положення крилоподібного літального пристрою 2 у просторі. У відповідності з Фіг.2 можна зазначити, що кожний крилоподібний літальний пристрій 2, що виходить з траверси 20а системи 20 «карусельного» типу, згідно з варіантом втілення ТО2003А000945 та ЕР 04028646.0, утворює разом з двома приводними тросами 21, що зв'язують цей пристрій з землею, та уявною лінією L, яка 89001 12 з'єднує його кінці, трикутник ОАВ на площині в просторі. При вивченні аеродинаміки стосовно літальних пристроїв (апаратів) в цілому вводяться поняття крен, поворот та відхилення від курсу. У випадку крилоподібного літального пристрою 2 існує обмежуючий зв'язок, представлений насадкою виходу приводних тросів 21 з траверси 20а, який змушує відмовитись від класичної термінології (крен, поворот та відхилення від курсу). Давайте розглянемо прив'язку до ідеальної системи координат XYZref, нерозривно зв'язану з траверсою 20а системи 20, таким чином, що прискорення вільного падіння має складову лише вздовж однієї осі Z. Далі давайте врахуємо уявну лінію, яка з'єднує кінець траверси 20а з середньою точкою крилоподібного літального пристрою 2. Цей означений вище сегмент утворює кут α з горизонтальною площиною XYref і кут γ, котрий можна визначити, починаючи з осі Xref, проектуванням цього сегмента на горизонтальну площину XYref. Кути α і γ визначають положення даного крилоподібного літального пристрою 2 у просторі. Однак, геометрична частина інформації буде повною лише тоді, коли буде введено також поняття орієнтації. Для того, щоб дати означення цього поняття, давайте ще раз розглянемо вищезгаданий трикутник. Цей трикутник ОАВ лежить на площині, положення якої відносно системи координат, прив'язаної до землі, змінюється з часом відповідно до польоту крилоподібного літального пристрою 2. Отже, термін орієнтація крилоподібного літального пристрою 2 визначає кут β, утворений площиною, на якій лежить цей трикутник, і горизонтальною площиною XYref. Хоча з метою визначення положення і орієнтації у просторі крилоподібного літального пристрою 2 можна використати наземну штучну систему оптичного спостереження, але її роботі можуть постійно перешкоджати переміщення хмар, або відсутність прозорої атмосфери, причому ці проблеми ще більше будуть відчуватись у випадку застосування системи 1 разом з системою 20 «карусельного» типу з великими значеннями робочих висот польоту крилоподібного літального пристрою 2. Таким чином, з метою визначення положення і орієнтації в просторі крилоподібного літального пристрою 2 та прискорень, яких він зазнає, бажано, щоб перші засоби детектування 3 включали в себе трьохосні акселерометри типу MEMS у поєднанні з щонайменше одним електронним компасом. Цей пристрій може бути реалізовано у вигляді магнітометра типу Fluxgate, або іншого типу, здатного надавати надійне значення, значно точніше, ніж отримане за допомогою штучного візуального спостереження навіть за найсприятливіших умов видимості. Зокрема, крилоподібний літальний пристрій 2 оснащено щонайменше одним магнітометром і щонайменше двома трьохосними акселерометрами, розміщеними на кінцях цього крилоподібного літального пристрою, бажано поряд з тим місцем, де приводні троси прикріплюються до стінок даного літального пристрою. Акселерометри на борту цього крилоподібного літального пристрою виконують функції: 13 - забезпечення системи 1 здатністю розпізнавати положення і орієнтацію даного крилоподібного літального пристрою у просторі; - надання багатовимірних і миттєвих даних з прискорення, необхідних для коректного зворотного зв'язку петлі управління процесом згідно даного винаходу, описаного нижче і втіленого в системі 1; - корекції можливого фальшивого сприйняття вектора прискорення вільного тяжіння, викликаного сильними аеродинамічними прискореннями. Магнітометри завершують надання порцій інформації тією, яку не здатна забезпечити система акселерометрів, а саме, інформацією стосовно обертання крилоподібного літального пристрою 2 навколо осі гравітації. Акселерометри того типу, який використовується в системі 1, чутливі до широкого спектру прискорень у діапазоні від статичного прискорення, наприклад, гравітаційного прискорення (прискорення вільного падіння) до явищ, які характеризуються частотами в кілька кГц. Трьохосний (тривимірний) акселерометр очевидно визначає прив'язку до своєї власної системи декартових координат XYZA, такої, як показано на Фіг.3. Уявивши момент, коли така система координат співпадає з ідеальною системою декартових координат XYZref, чутливість до гравітаційного (статичного) прискорення дозволяє де-факто відрізнити будь-яку зміну прискорення обумовлену самим лише нахилом акселерометра (що обумовлює зміну напряму ZA, відносно Zref,) від зміни, викликаної дійсним зміщенням координатної системи ΧΥΖΑ , котра називається аеродинамічним прискоренням і репрезентує політ даного енергетичного крилоподібного літального пристрою. В загальному випадку тривимірний акселерометр буде займати довільне положення в просторі. Вектор g, що описує гравітаційне прискорення, має постійні модуль і напрям, може бути, таким чином , розкладений на три складових вектори паралельні трьом осям ΧA, ΥA, ΖA. Очевидно, що положення вектора гравітаційного прискорення в системі координат ΧΥΖΑ можна також виразити в сферичних координатах з залежністю від кутів φ і θ та модуля вектора g (9.8м/сек2) шляхом наступної заміни координат: XgA=g*cos φ*sin θ ΥgA=g*sin φ*cos θ ZgA=g*cos θ Звідки отримуємо наступне: φ=atan2 (XgA, YgA) θ=asin (ХgA) Де atan2 являє собою функцію arc tangent (x), яка має корінь (+/-)π/2. Кожен акселерометр зазнає впливу двох складових прискорення. Описане вище гравітаційне прискорення векторно сумується з аеродинамічним прискоренням, викликаним дійсним рухом даного крилоподібного літального пристрою по відношенню до фіксованої системи координат XYZref,. Перші засоби детектування 3 можуть таким чином бути пристосованими для виконання за допомогою власного штучного інтелекту (встановленого на борту даного крилоподібного літального пристрою) відповідних алгоритмів, призначених для розрізняння гравітаційного прискорення і аеродинамічного прискорення, викорис 89001 14 товуючи з одного боку сферичні координати, які визначають розклад вектора гравітаційного прискорення по осях координатної системи акселератора (а отже і нахил акселерометра по відношенню до фіксованої системи координат), а з іншого боку - оцінюючи в реальному часі аеродинамічне прискорення. Вимірювання такого прискорення дозволяє, перш за все, здійснювати управління в реальному часі, що є обов'язковою умовою для термінового керування польотом крилоподібних літальних пристроїв, що буде показано пізніше в описі процесу управління згідно даного винаходу. Далі таке вимірювання дозволяє миттєво коригувати потрібні кути φ i θ для оцінки орієнтації даного акселерометра, в той час, як інтегрування даних прискорення дозволяє виконати подальшу оцінку траєкторії польоту даного крилоподібного літального пристрою, де-факто завершуючи всю інформацію, яка є в його компетенції. Необхідність оснащення крилоподібного літального пристрою щонайменше двома акселерометрами випливає з завдання відрізняти ті види руху цього крилоподібного літального пристрою, які можуть здаватися обертанням навколо одного з його кінців. У такому випадку, лише один акселерометр, встановлений, наприклад, в центрі даного крилоподібного літального пристрою, сприймав би тангенціальну швидкість, приблизне значення якої vt=ω·r, де ω - це кутова швидкість даного реального колового руху, а r - відстань від акселерометра до центру обертання (в даному випадку вона складатиме половину ширини цього крилоподібного пристрою). Таке значення швидкості не буде коректно описувати рух даного крилоподібного літального пристрою, «вільний» кінець якого описує траєкторію у вигляді кола, рухаючись з подвійною тангенціальною швидкістю vt=ω·r та з доцентровим прискоренням, яке дорівнює ас=vt2/r. Таким чином, два акселерометри, розташовані на крилоподібному літальному пристрої, утворюють інерційну шестиосьову платформу з високою якістю роботи і частотою, здатну розпізнавати рух по шести осях і відображати положення і орієнтацію даного крилоподібного літального пристрою. Але обертання навколо будь-якої осі, яке не означає змін напрямку осі, паралельної до Zref, може сприйматись такою конфігурацією акселерометрів лише інтегрально. А тому необхідно оснастити даний крилоподібний пристрій щонайменше одним магнітометром для компенсації величини дрейфу (люфту), спричиненої подвійним інтегруванням. Два вищезгадані акселерометри разом з точкою виходу тросів 21 з траверси 20а утворюють повністю визначений трикутник, довжина кожної сторони якого відома. Єдиною невідомою величиною є кут між траверсою і парою тросів 21 (представлений бісектрисою гострого кута, утвореного даними двома приводними тросами 21), спроектований на горизонтальну площину XYref,. Оцінку цього кута можна зручніше виконати з землі, безпосереднім вимірюванням його в точці виходу тросів з траверси. Як згадувалось вище, другі засоби детектування 5 здатні виявляти другочергові пакети інформації 5а, яка містить щонайменше дані про силу 15 натягу приводних тросів крилоподібного літального апарату 2 та про положення противаги - дійсне, чи імітоване лебідками блоку механічного приводу 9; зокрема, функція противаги полягає в потенціальному або електричному поглинанні і накопиченні надлишкової енергії, яка може генеруватись у випадку надмірно сильного вітру, та поверненні її на тих етапах, коли даний крилоподібний літальний пристрій знаходитиметься в нерухомих положеннях відносно вітру. Тому ці другі засоби детектування 5 повинні мати в своєму складі «тензодатчики» для вимірювання відхилення приводних тросів та декодери на лебідках блоку механічного приводу; такі декодери можуть бути зв'язані з двигуном змінного струму, також можуть застосовуватись для визначення довжини приводного тросу, розмотаного з лебідки, а таким чином - і відстані від крилоподібного літального пристрою до приводного механізму, а також різниці у довжинах двох приводних тросів одного й того ж крилоподібного літального пристрою. Крім того, ці другі засоби детектування 5 можуть мати в своєму складі сенсори близькості (наявності), здатні визначати кут між двома приводними тросами у точці виходу їх з траверси «карусельної» системи. Крім того, до складу цих засобів детектування 5 може входити оптична або мікрохвильова наземна система спостереження за положенням крилоподібного літального пристрою. Істотний недолік такої оптичної наземної системи спостереження у порівнянні з мікрохвильовою полягає у її залежності від проходження хмар, які закривають видимість даного крилоподібного літального пристрою. Однак, ефективна система візуального спостереження робить істотний внесок з точки зору безпеки, надаючи інформацію, необхідну для уникнення можливих зіткнень з гелікоптерами та малими літальними апаратами загалом. За допомогою першочергових 3а та другочергових 5а пакетів інформації, визначеної відповідно першими 3 та другими 5 засобами детектування, положення даного крилоподібного літального пристрою у просторі може бути знайдено щонайменше трьома різними шляхами: а) обробкою даних, що надходять від акселерометрів і магнітометрів через геометричний двигун; зокрема, довжину вектора положення даного крилоподібного літального пристрою можна отримати шляхом подвійного інтегрування сигналу прискорення; b) Комбінуванням даних, які можуть бути отримані від декодерів лебідок зі значеннями вимірювань кутів між тросами і траверсою, які можна зробити на кінці траверси; слід зазначити, що на кінці траверси можна виміряти лише кути, утворені між парою приводних тросів (як цілого) та самою траверсою; c) за допомогою системи штучного відео спостереження: але у цьому випадку з'являється питання затримки у отриманні інформації, тобто, додається час затримки, необхідний для отримання і складання зображення. Подібним же чином, дані про орієнтацію даного крилоподібного літального пристрою в просторі можна отримати як обробкою даних від акселерометра, так і за допомо 89001 16 гою системи штучного візуального спостереження. Натомість, дані про прискорення необхідно отримувати лише на борту цього крилоподібного літального пристрою через те, що час затримки, витрачений на знаходження другої похідної від координат положення, не узгоджується з способами управління в реальному часі, що є обов'язковою умовою для керування польотом крилоподібного літального пристрою. Це означає, що штучний інтелект на борту крилоподібного літального пристрою стає невід'ємною частиною системи управління 1. В альтернативному варіанті втілення даного винаходу в конструкції самого крилоподібного літального пристрою можна застосовувати реологічні полімери з метою реалізації активуючих систем безпосередньо на борту цього літального пристрою; в такому випадку це дасть можливість ввести до складу перших засобів детектування інші сенсори, здатні надавати сигнали, отримані зворотним зв'язком від композитних матеріалів з метою визначення, або доповнення, даних про положення крилоподібного літального пристрою в просторі. Таким чином, згідно зазначеного вище, процес визначення положення і орієнтації крилоподібного літального пристрою у просторі буде дубльованим (з резервуванням), зокрема, оцінка величини прискорення на основі безпосередньої інформації про положення і орієнтацію, хоча і неефективна у сенсі дублювання в реальному часі, але може дати внесок для формування діагностичного дублювання поведінки системи з метою оцінки характеристик польоту крилоподібного літального пристрою. В цьому контексті особливої актуальності можуть набувати пов'язані з останніми винаходами методології розробки віртуальних сенсорів, розташованих разом з першими та/або другими засобами детектування системи 1. Дійсно, багато кількісних вимірювань, здійснюваних сенсорами першого і другого засобів детектування, у випадку збою того чи іншого сенсора, можуть також бути отримані за допомогою вимірювань від інших сенсорів за допомогою спостерігачів/фільтрів Кальмана, розроблених у відповідності до адекватної моделі динамічної поведінки крилоподібних літальних пристроїв. Очевидними є переваги від можливості створювати бажані рівні дублювання, використовуючи віртуальний сенсор замість реального сенсора, в загальному випадку в залежності від вартості сенсора та проблем, пов'язаних з встановленням та комунікацією сенсора з системою управління. Ці переваги особливо актуальні для сенсорів на борту крилоподібного літального пристрою, де додаються переваги, пов'язані зі зменшенням ваги та споживання енергії. В цьому сенсі можна застосувати досвід, отриманий у застосуванні віртуальних сенсорів для потреб авіації, як описано у "Rilevazione, isolamento e recupero of the guasti of the sensori di assetto di aeromobili", Graduation Thesis, Responsibles: M.Milanese (Dip. Automatica e Informatica), S. Chiesa (Dip. Ingegneria Aerospasiale), Birindelli (Alenia), Politecnico di Torino, 2003 by E. Corigliano, та для потреб автомобілебудування, як описано в роботі «Результати досліджень оцінки кута ковзання по крилах транс 17 портного засобу» SAE2006, Detroit di M. Milanese, D. Regruto, e A. Fortina. Механізм числового управління 7b, який керує рухом крилоподібних літальних апаратів, потребує надійної інформації в реальному часі про прискорення і положення їх у просторі. Зокрема, трьохосні прискорення, які описують поведінку даного літального крилоподібного пристрою в тривимірному просторі, обов'язково мають отримуватись на борту цього крилоподібного літального пристрою, а отже на висоті. З цього випливає необхідність того, щоб система передачі першочергових порцій інформації 3а між крилоподібним літальним пристроєм і механізмом обробки і управління 7 задовольняла жорстким вимогам стосовно виконання своїх функцій і енергоспоживання. З метою задоволення цих вимог, а також бажаного уникнення утворення явного гальванічного контакту між крилоподібним літальним пристроєм і наземними механізмами обробки і керування 7 (що створило б сприятливий шлях для проходження атмосферних розрядів) ця система передачі даних може бути інтегрована в приводних тросах крилоподібного літального пристрою у вигляді щонайменше одного оптичного волокна. Але у випадку такого розміщення оптичних волокон у тросах необхідно враховувати, що у загальному випадку приводні троси мають волокно з високим модулем пружності, і що умови робочого середовища важкі як для кевлару, так і для поліетилену UHMW. Добре відомо, що кевлар може протікати і поглинати воду, що може призводити до підвищення електропровідності у випадку кислотних дощів або забруднення навколишнього середовища, а отже вимагає захисту у вигляді захисної оболонки або обплетення, виконаних, наприклад, з THFT, що також буде виконувати функцію запобігання тертя. В такому випадку природне місцезнаходження оптичного волокна було б між захисною оболонкою і пучком ниток троса, звертаючи увагу на те, щоб була достатня вільна довжина і тим самим до оптичного елементу не прикладались би ті ж самі пружні навантаження, що й до самого приводного троса. У випадку використання поліетилену UHMW залишаються чинними всі зауваження, які стосуються кевлару, але до проблем його застосування додається так звана «повзучість», тобто незворотне видовження з часом під дією зусиль, буде зумовлювати необхідність частої заміни тросів, оснащених оптичними волокнами, таким чином зменшуючи реальний термін їх служби. Однак, існують матеріали, споріднені з поліетиленом, які зменшують цю проблему, що потрібно враховувати в комбінації з можливим вплетінням оптичного волокна всередину самого пучка UHMW. Але необхідно підкреслити, що площа поперечного перерізу збільшується пропорційно квадрату діаметра, а отже навантаження кабелів можна легко розподілити в залежності від максимально потрібного зусилля, не викликаючи повзучості і не призводячи до збільшення аеродинамічної сили тяги, а саме опору проникненню повітря з боку тросів. Крім того, корисним рішенням може бути геометричне моделювання крилоподібного літального пристрою 89001 18 у частині, що стосується тросів з метою надання їм форми з нижчим значенням тягової сили і з більшим значенням підйомної. В конструкції тросів можуть використовуватись інші оптичні волокна для подачі живлення першим засобам детектування, розташованим на борту крилоподібного літального пристрою. З боку землі в багатомодове оптичне волокно з низькими втратами подається достатньо багато світла, яке потім може бути реконвертовано на борту крилоподібного літального пристрою за допомогою фотоелементного мікромодуля, виготовленого, наприклад, з GaAs. В альтернативному варіанті система передачі даних може дозволяти передачу першочергових пакетів інформації на радіочастоті (засобами радіопередачі), таке рішення, звичайно, видається найприроднішим методом комунікації у випадках, коли вимагається уникнення електричних з'єднань, але може багато потребувати з точки зору споживання енергії. Навіть якщо оптичні волокна вирішують проблему передачі інформації, обов'язковою вимогою може бути наявність додаткового ресурсу у вигляді передачі на радіочастотах з міркувань дублювання. Якщо радіочастотна передача інформації представляє таким чином резервний варіант по відношенню до передачі по оптичних волокнах, то сторожовий пристрій буде подавати команду на її активацію, звертаючи увагу на можливі перерви потоку передачі по оптичному волокну. Очевидно, що система передачі на радіочастотах може використовувати надзвичайно широку різноманітність протоколів комунікації для передачі першочергової порції інформації до наземних засобів обробки i управління. У випадку, наприклад, протоколу односпрямованого безперервного потоку з низькою швидкістю передачі інформації має бути радіочастотний медіатор, роль якого може виконувати простий частотний маніпулятор (FSK) - модулятор цифрової інформації, оснащений сенсорами і безперервно активний, що однак означає безперервне споживання енергії. Але є можливості забезпечити деякі рішення для зменшення часу і енергії необхідних для передачі інформації, наприклад: - направлена антена з високим коефіцієнтом підсилення: передавальна антена, яка не додає опору потоку повітря, може бути реалізована з виводами у відповідності до існуючих геометричних розмірів і форми· придатні місця можуть знаходитись вздовж тросу поряд з крилоподібним літальним пристроєм, або на стінці самого крилоподібного літального пристрою. Перевагою цих двох місць розташування є постійна направленість в бік приводного механізму, в якому розташовувалась би відповідна приймальна антена, зв'язана з засобами обробки і управління; - придушення несучої частоти: це рішення відоме як передача в односторонній смузі, що дозволяє мати високу ступінь економії енергії, але знижує швидкість передачі інформації (біт/сек); - асинхронна активація: це рішення потребує спеціального програмного забезпечення передавача, яке оцінює значення потоку даних, передаю 19 чи інформацію лише в найбільш важливі моменти, шляхом використання концепції відео-компресії ключових кадрів. Ця перевага була б дуже важливою, оскільки можна було б отримати зниження потреб енергії, які можна розрахувати подібно до факторів компресії даних. Альтернативним варіантом може бути застосування протоколу пакет датаграм, як такий, який використовується в Інтернеті для передачі потоку даних без перевірок характеристичних послідовності і правильності і застосовується для фільмів та радіопередач. Оскільки цей протокол двоспрямований, то завдання перевірки ритму комунікації та пов'язаного з нею споживання електроенергії може бути покладено на орган управління приймальної станції, який може відправляти запити до сенсорів лише в разі необхідності, або для корекції моделі системи управління до реального стану. Альтернативою може бути також застосування транспортного протоколу з асинхронними переговорами, втілення якого є складнішим, зате дає змогу об'єднати всі переваги описаних вище рішень. Насправді це дуже легкий і нервовий двоспрямований протокол, який може викликати комунікацію як з боку перших засобів детектування, так і з боку засобів обробки і управління. Відсутність стека викликає факт відсутності латентностей, які могли б зменшити швидкість комунікації. В якості подальшої альтернативи можна застосувати ультразвукову систему передачі. В кожному разі два акселерометри разом з магнітометром на борту крилоподібного літального апарату видають по сім потоків інформації на кожну з кількох тисяч проб за секунду. Такий потік необроблених даних від крилоподібного літального апарату на землю є не лише надлишковим для передачі, а й великою мірою містить дані, даремні для геометричного двигуна: геометричний двигун на практиці має виконувати цикли з частотою, співставною з розміром системи і константами часу, постійно надаючи механізму числового управління оновлені дані про положення крилоподібного літального пристрою і потребуючи на вході більш мотивованих даних. З цією метою можна застосовувати пристрій попередньої обробки 11, здатний виконувати попередню обробку всіх порцій першочергової інформації 3а, або їх частини, на борту крилоподібного літального пристрою та надавати попередньо оброблені порції першочергової інформації 3а', адаптовані як для передачі, так і для полегшення обробки геометричним двигуном 7а. З цією метою акселерометри можуть бути оснащені вбудованими пристроями цифрової обробки сигналів (DSP) 11, які й здійснюють попередню обробку інформації. Крім того, як зазначалось раніше, акселерометри типу MEMS, які застосовуються для збору корисної інформації з метою визначення траєкторії польоту крилоподібного літального пристрою, є чутливими як до статичних прискорень (гравітаційних), так і до динамічних прискорень. Внаслідок необхідності використовувати гравітаційне (статичне) прискорення для вимірювання кутів, необхідних для визначення положення і орієнтації крилоподібного літального пристрою, виникає проблема ізоляції цього статичного приско 89001 20 рення від значних аеродинамічних прискорень, яких зазнає крилоподібний літальний пристрій. Це завдання може виконуватись за допомогою відповідного алгоритму, швидкості виконання циклів якого повинні бути значно більшими від швидкості передачі, на якій працює система передачі, а тому повинні виконуватись пристроєм попередньої обробки даних 11 на борту крилоподібного літального пристрою. До складу системи 1 згідно даного винаходу також входить щонайменше одна система живлення перших засобів детектування та компонентів передавальної системи, розташованих на борту крилоподібного літального пристрою; очевидно, що ці перші засоби детектування і компоненти передавальної системи можуть мати автономне живлення від власних батарей. Але необхідно враховувати той факт, що система 1 згідно даного винаходу , особливо у випадку застосування її з системою «карусельного» типу може потребувати дуже значної енергетичної автономності з метою запобігання необхідності занадто часто опускати крилоподібний літальний пристрій на землю для заміни або перезарядки батарей, що було б пов'язано з необхідністю зупинки роботи «карусельної» системи. Крім того, корисно врахувати, що система 1 має бути здатною функціонувати в контакті з природними силами і явищами, такими, як дощ, сніг, град, крига, різкі зміни вітру, атмосферні розряди, день, ніч, сонце. З метою задоволення обмежених потреб енергії для живлення компонентів на борту крилоподібного літального пристрою приймались альтернативні рішення для автономного живлення, які використовують енергію сонця та достатньо сильного вітру (сонячні батареї та вітрові елементи). На практиці система живлення може складатись з тонкоплівочних фотоелементних модулів на пластикових підложках, перевагою яких є можливість їх розташування на крилоподібному літальному пристрої, не змінюючи його аеродинамічних характеристик та ваги. Очевидно, що ці модулі повинні виробляти достатню кількість енергії для живлення розміщеної на борту електронної апаратури, підвищуючи здатність акумуляторів до перезарядки протягом ночі. В альтернативному варіанті можна експлуатувати достатні потоки вітру, завжди наявні навкруг крилоподібного літального пристрою; в такому випадку система живлення може мати щонайменше одну вітрову підключену до невеликого магнітоелектричного генератора мікротурбіну, яка працює від достатньо сильного вітру. Крім того, даний винахід стосується процесу автоматичного керування польотом крилоподібних літальних пристроїв, бажано за допомогою системи 1, подібної до описаної вище. Зокрема, такий процес згідно даного винаходу працює прогнозовано у відповідності до «стратегії оптимального управління», яка базується на спостереженні і прогнозуванні майбутніх умов польоту крилоподібного літального пристрою, враховуючи критичні ситуації і похибки в прогнозуванні, і дозволяючи уникнути локальних максимумів, осциляцій і нестабільності керування польотом даного крилоподібного літального пристрою. Як було показано раніше, конфі 21 гурація системи 1 згідно даного винаходу виконується таким чином, що засоби обробки і управління 7 вимагають вхідної інформації, такої як координати положення, прискорення, значення сил та інші геометрично визначені величини, обробляють її, а вихідним сигналом здійснюють керування лебідками, які безпосередньо управляють траєкторією польоту даного крилоподібного літального пристрою. З метою кращого опису логіки втілення такого процесу згідно даного винаходу корисно знову звернутись до динаміки поведінки крилоподібного літального пристрою. Зокрема, звертаючись до Фіг.4 можна схематично зазначити умови вітрового фронту або вітрового (еолового) потоку W, які здатен перехоплювати даний крилоподібний літальний пристрій, в наступні моменти часу по відношенню до системи координат, прив'язаної до точки кріплення приводних тросів 21 до землі. Дійсно, Фіг.4 показує чверть сфери, котра є областю навігації даного крилоподібного літального пристрою 2, в центрі якої визначена так звана «енергозона» 31, в якій даний крилоподібний літальний пристрій прикладає максимальну силу натягу до приводних тросів 21. В результаті переміщення з «енергозони» 31 через зону 32 вікна, в якому крилоподібний літальний пристрій2 може рухатись і де сила натягу, прикладена до приводних тросів неухильно зменшується, досягається край 22 вікна навігації для крилоподібного літального пристрою 2, де величина сили натягу приводних тросів 21 значно зменшується. Звертаючись до ілюстрацій Фіг.5 та Фіг.6, уявимо зараз, в даний момент часу, що наш крилоподібний літальний пристрій знаходиться в центрі ідеальної «мішені» площини Р, однозначно визначеної як нормальна до бісектриси кута, утвореного двома приводними тросами 21. Процес згідно даного винаходу, діючи через систему 1, може приймати рішення стосовно того, чи повинен крилоподібний літальний пристрій 2 виконати одну з можливих траєкторій польоту ТV1, TV2, TV3, ..., TVn, починаючи з його положення в даний момент в центрі площини Р. На цій площині можна розділити траєкторії польоту, по яких може летіти даний крилоподібний літальний пристрій, в залежності від часу Т0, Т1, Т2, …, Тn, потрібного для досягнення кожної з точок. Зокрема, можна врахувати наступні часові проміжки, які відповідають наступним кутам положення траверси 20а «карусельної» системи 20. Таким чином, політ даного крилоподібного літального пристрою буде здійснюватись по траєкторії синхронній з рухом траверси 20а. Для полегшення розуміння давайте розглянемо Фіг.6 з координатами, пов'язаними з даним крилоподібним літальним пристроєм 2. Система декартових координат прив'язана до даного крилоподібного літального пристрою 2, і разом з ним вона рухається в просторі. Таким чином, даний крилоподібний літальний пристрій завжди знаходиться в центрі площини Р. Змінюється лише час. На діаграмі не показана точка, куди потрібно рухатись, оскільки це оцінка майбутнього. Коли закінчиться перший проміжок часу Т0, система коорди 89001 22 нат, прив'язана до нашого крилоподібного літального пристрою, знову притягує «мішень», цілком подібну до попередньої, єдина різниця полягає в тому, що час Т1 стає Т0, і т.д. В кожному випадку наш крилоподібний літальний пристрій завжди знаходиться в центрі «мішені» площини Р. Знов-таки для полегшення розуміння Фіг.2 та 3 показують приклад «мішені» площини Ρ до настання часу Т2, але очевидно, що номер n кроку, який можна аналогічно розглядати, може бути будь-яким. З метою оцінки власних стратегій управління та вибору траєкторії для здійснення польоту крилоподібного літального пристрою, процес згідно даного винаходу використовує параметри польоту і керування. Таким чином, посилаючись на Фіг.6, можна зазначити «мішень» - площину Р, на якій графічно включені деякі параметри польоту і керування для процесу згідно даного винаходу. Фіг.6 показує, як параметри у спрощеній формі змінюються у просторі, зменшуючи складність трансляції обертального руху «карусельної» системи в моделі, прив'язаної до системи координат крилоподібного літального пристрою 2. Морфологія і характеристики цих параметрів складають суттєву частину інформації, яка дозволяє керуючому пристрою приймати рішення по стратегії польоту крилоподібного літального пристрою 2. Насправді, таким чином можливо представити оптимальний рух, напрям і положення для досягнення ідеальної висоти Q, що дає можливість отримати найкращий вітер, або найкращий кут по відношенню до вітру, але в той же час є можливість представити інші параметри, такі, як наприклад, ділянку бажаної максимальної сили натягу Т, ділянки обмеження ΖΙ (ділянки, в яких існують, наприклад, небажані ситуації, пов'язані з ударами конструкції, нестабільності, надлишкових зусиль) та функціональні параметри системи 1, наприклад, ділянки, де противага С, яка застосовується для підтримання постійними значень параметрів польоту крилоподібного літального пристрою 2 і швидкого регулювання довжини приводних тросів (змінювальної довжини), утримується на половині своєї власної динаміки. Наприклад, граф С, який відповідає противазі, може допускати положення, потрібні для піднімання противаги, або для її опускання. Таким же чином параметри можуть впливати на лебідки приводного механізму, оскільки вони вказують значення абсолютної довжини тросів. Натомість, граф параметрів висоти Q представляє оптимальну ділянку для вирішення проблем, пов'язаних з висотою. В свою чергу, граф параметру маневру Μ представляє оптимальну ділянку для виконання найбільш важливого маневру в польоті даного крилоподібного літального пристрою 2, визначеного як азимутальний джайб (поворот фордевінд), який полягає в раптовому маневрі, протягом якого даний крилоподібний літальний пристрій 2 змушують швидко переходити з однієї траверси траєкторії польоту на іншу. Звернувши особливу увагу на Фіг.7, можна зазначити, що загалом, якщо даний крилоподібний літальний пристрій 2 має можливість вільного сканування фронту вітру, то не лише сила натягу, яку він прикладає 23 89001 до приводних тросів (а, отже, і до траверс «карусельної» системи), буде значно більшою, ніж у випадку непорушного знаходження даного крилоподібного літального пристрою в точці максимального опору вітру (натягу), але й область, в якій даний крилоподібний літальний пристрій здійснював би гальмівну дію на обертання «карусельної» системи 20, буде повністю відсутня. В зоні напрямку проти вітру 37 можливість керувати польотом крилоподібного літального пристрою 2 дозволяє виконати азимутальний джайб, тобто швидку зміну траверси траєкторії польоту з напрямку 36 на 38, або навпаки, протягом якої даний крилоподібний літальний пристрій пролітає у повітрі дистанцію, щонайменше втричі більшу, ніж дуга кола 34, яку за той же самий час описує «карусельна» система 20. Система керування польотом має уважно стежити, щоб цей маневр не лише швидко виконувався, айв жодному разі не спричиняв негативного ефекту на процес вироблення електроенергії. На Фіг.7 кожен крилоподібний літальний пристрій знаходиться в довільному положенні, а саму ілюстрацію можна розглядати як вигляд згори на роботу «карусельної» системи. В такій конфігурації кожному крилоподібному літальному пристрою надано свободу пошуку максимальної інтенсивності вітру, уникаючи зон виснаження фронту вітру, де щойно пройшов попередній крилоподібний літальний пристрій. Розмір кожного графа (висоти, противаги і т.п.) пропорційний прийнятому допуску відповідного параметра. Кожен параметр, в свою чергу, має відносну вагу PQ, РC, РM, PZI, PT, відносне значення стосовно всіх значень, що буде описано нижче. 3 площини Р, зображеної на Фіг.6, після виконання маневру і закінчення проміжку часу Т0, відбувається перехід на нову площину Р, переобчислену для наступного рішення. Якщо глобальні ситуації залишаються незмінними, то відповідний кожному параметру граф має тенденцію до концентрації. Вибір графічного представлення оптимальних ділянок для кожного з параметрів - це спосіб роз 24 в'язання неоднозначностей і розуміння того, яке рішення має бути вибрано. Така стратегія допомагає не потрапляти до локальних максимумів, тобто позицій, які здаються найкращими, але не є такими насправді. Даний процес завжди має наявну інформацію, отриману в прямій формі, чи опосередковано отриманій з першочергових та другочергових пакетів інформації, виявлених засобами детектування системи 1, стосовно висоти польоту даного крилоподібного літального пристрою, динаміки переміщення противаги, значень сили натягу, для надійного обчислення зон обмеження (заборонених зон) та проміжку часу, протягом якого має здійснюватись маневр. Розглянемо, для прикладу, найважливіший маневр в польоті крилоподібного літального пристрою, визначений як азимутальний джайб. Прийняття рішення про його виконання може бути стартовим пострілом: за таких умов, насправді, процес автоматичного керування згідно даного винаходу може розробити терміновий крок стосовно того, який маневр має виконати даний крилоподібний літальний апарат з максимальним пріоритетом. Не слід виключати того, що перспективна стратегія автоматично розробляє маневр без необхідності пропонування його. Якщо пройде проміжок часу для якісної оцінки, відбудеться джайб в ідеальний момент часу, обчислений на основі реальної інформації і параметрів, оскільки це, мабуть, буде найрозумніша дія, яка дозволить уникнути втрати сили натягу, динаміки противаги, та дасть можливість утримувати певну висоту, не потрапляючи в заборонені зони. Той крок процесу, де вирішується, який напрям траєкторії польоту має обрати на кожному етапі даний крилоподібний літальний апарат, можна візуально представити у вигляді матриці, подібної до показаної нижче в таблиці, яка містить для кожного параметра найкращі координати XY в моменти часу Т0, Т1, Т2, …, Тn, на площині, нормальній по відношенню до барицентру приводних тросів. Таблиця Параметр Висота (значення) Противага Сила натягу Заборонені зони Маневр Вага PQ РС РТ ΡΖΙ РМ Результат РТ Т0 QX0Y0 CX0Y0 TX0Y0 ΖΙΧ0Υ0 ΜΧ0Υ0 RX0Y0 PT0 Отже, в матриці, наведеній в Таблиці, містяться бажані дані. Різниця між миттєвим і бажаним значенням висоти може змусити застосувати логіку числового управління, або обчислення похибок. Ця характеристика є істинною в даній матриці: головним чином, в ній є реальні миттєві координати і бажані координати для моментів часу То, Т1, Т2, …, Тn. Всі параметри в матриці утворюють пари значень ΧΥ для моментів часу Т0, Т1, Т2, …, Тn. Далі процес фотографує ситуацію, в якій знахо Τ1 QX1Y1 CX1Y1 ΤΧ1Υ1 ΖΙΧ1Υ1 ΜΧ1Υ1 RX1Y1 РТ1 T2 QX2Y2 CX2Y2 TX2Y2 ΖΙΧ2Υ2 ΜΧ2Υ2 RX2Y2 ΡΤ2 Τn QXnYn CXnYn ΤΧnΥn ΖΙΧnΥn ΜΧnΥn RXnYn ΡΤn диться даний крилоподібний літальний пристрій, і трансформує площину Ρ на Фіг.6 в числа і координати. Розглядаючи, для прикладу, проблему висоти, зазначимо, що матричне значення QX0Y0 вказує на таку точку в околі параметра висоти, яка тяжіє до центру графа висоти Q на Фіг.5. Колова форма дає можливість узгодити все в часі, який має очевидну тенденцію: збільшення Т1, Т2 . Стосовно сили натягу даний процес вже міг обчислити еволюцію ідеальної точки з проходженням часу: 25 форма отриманих таким чином бажаних даних не є круговою. Очевидно, що відносна вага PQ, РC, РM, ΡZI, РT кожного відповідного параметра Q, С, Μ, ΖΙ, Τ може бути заданою (встановлюватись), і таке встановлення може бути динамічним (ретроактивним). Аналізуючи, наприклад, середньоквадратичну похибку бажаного значення висоти по відношенню до реального в даний момент часу значення і т.п., наш процес управління може дізнаватись про те, які параметри найважче задовольнити. Ретроактивний процес коригує значення ваги найбільш критичних параметрів таким чином, щоб зробити рішення по цих параметрах більш важливими. Похибки такого типу можуть вимірюватись, наприклад, у відсотках, і стандартизуватись для кожного параметра по відношенню до максимального значення похибки. Наприклад, якщо протягом якогось проміжку часу противага завжди знаходиться за межами свого динамічного центру і ризикує вийти за межі безпечного переміщення, вищезгадана стандартизація дозволяє виявити той параметр, який вносить найбільше помилок. Це може бути незалежний процес, який регулює значення ваги кожного з параметрів. Після збору найкращих координат по кожному параметру, процес управління забезпечує виконання кроку, на якому обчислюється векторна сума всіх координат в момент часу Т0. В результаті буде отримано вектор RX0Y0, який все ще не є тим напрямком траєкторії польоту, куди має летіти даний крилоподібний літальний пристрій, оскільки ще потрібно врахувати прогноз на майбутнє. Далі наш процес управління обчислює векторні суми для всіх майбутніх кроків RX1Y1, RX2Y2,…, RXnYn, та значень ваги часу РТ0, РТ1, РТ2, …,РТn, а потім вводить ці значення, що надає пріоритету короткотерміновій стратегії, в той же час уникаючи спрямування даного крилоподібного літального пристрою в потенційно небезпечні зони. Очевидно, що середньозважені значення часу РТ0, ΡΤ1, РТ2,…, РТn також можуть встановлюватись. Шляхом обчислення матриці наведеної в таблиці, процес управління згідно даного винаходу визначає миттєві координати точки (мішені), до якої шляхом маневру буде спрямовуватись траєкторія даного крилоподібного літального пристрою. Щойно після визначення ідеальних координат необхідно забезпечити маневр та управління приводними тросами з метою спрямувати даний крилоподібний літальний пристрій в бажану точку (мішень). Наступним кроком процесу буде вибір найкращого шляху (найкоротшого шляху поза межами заборонених зон і т.п.) для переміщення даного крилоподібного літального пристрою з його теперішнього місцезнаходження в бажану точку (мішень). Таким чином, в ході цього кроку процес управління приймає рішення (в залежності від місцезнаходження бажаної мішені) стосовно найкращої траєкторії польоту для досягнення мішені за мінімальний проміжок часу, оскільки знаходження крилоподібного літального пристрою завжди у правильно вибраній послідовності точок (мішеней) є гарантією вироблення максимальної кількості енергії при максимальній безпеці та максимально 89001 26 му дотриманні динамічних характеристик. Основною проблемою у цьому кроці є вирішення питання, як перетворити координати мішені у тягове зусилля. Тому для кроку вибору найкращого маршруту застосовується інерційна навігаційна система (INS) за підтримки динамічної моделі даного крилоподібного літального пристрою (FVM), що приймає до уваги рівняння польоту крилоподібного літального пристрою та його інерційність, а також коефіцієнт реакції (у відсотках), яку він буде мати в залежності від диференціалу тяги на тросах. За допомогою інерційності та сили тяги описується закон маневру крилоподібного літального пристрою; слід також враховувати оцінки (згідно прогнозу) найкращого маршруту шляхом оцінки всіх можливих маршрутів та оцінки маневру за допомогою дерева рішень. Під час виконання цього кроку враховуються істинні значення швидкостей і сил тяги, і є можливість дати точну оцінку стратегії найкращого маршруту. Синергія між інерційною навігацією та інформацією, отриманою шляхом динамічного моделювання, а саме, моделі руху, отриманої, виходячи з історії положень даного крилоподібного літального пристрою, від вхідних сигналів управління та сил, прикладених до самого крилоподібного літального пристрою, була широко продемонстрована в минулому за допомогою динамічних рівнянь транспортного засобу (наприклад, Койфманом і Бар-Іцхаком в 1999р., Ма та ін. в 2003). Ці дослідження демонструють, що головною перевагою застосування моделі транспортного засобу є підвищення здатності спостереження за джерелами похибок в INS. В інерційній навігаційній системі INS, положення, швидкість та кути Ейлера даного крилоподібного літального пристрою відносно прив'язочної системи координат n=(Ν, Ε, D) (північ, схід, низ) обчислюються так pn=Vn vn=Cnbfb+gn Ψ=Enbωb де gn - це гравітаційне прискорення (прискорення вільного падіння), fb - вектор прискорення на трьох осях, ωb - кутова швидкість обертання. Сnb та Еnb - відповідно матриці перетворення (трансформації) і обертання, які визначаються наступним чином: éc yc q c y sqsf - syc f c y sqc f + sy sf ù m = ês c s s s + c c s s c - c s ú ê C y f y q f y fú b ê y q y q f ú c qsf c qcf ê- sq ú ë û é1 sft q c ft q ù ú n = ê0 c ê - sf ú E f b ê ú ê0 sf sec q c f sec q ú ë û де s(.), c(.), t(.) означають sen(.), cos(.), tan(.), a Ψ {φ, θ, ψ) - це кути Ейлера. Натомість, динамічна модель крилоподібного літального пристрою (FVM) з шістьма ступенями свободи складається з набору рівнянь, які визначають параметри стану даного крилоподібного літального пристрою, до яких відносяться координати положення, швидкість, кути Ейлера та обер 27 89001 тання за допомогою параметрів управління крилоподібного літального пристрою, які вважаються відомими з системи 1. Рух даного крилоподібного літального пристрою можна описати за допомогою наступної системи рівнянь руху, в яких сили, що діють на крилоподібний літальний пристрій, є функціями його положення, швидкості, кутів Ейлера та значення обертальної швидкості в даний момент: & u = rv - qw + gx + [Fx / m] & v = pw - ru + g y + Fy / m [ ] & w = qu - pv + gz + [Fz / m] & p = C3pq + C4qr + C1l + C2N & q = C1pr - C6 (p2 - r 2 ) + C5M & r = C9pq + C3qr + C1l + C8N де vb [u, v, w] це складові швидкості вздовж трьох осей системи координат, прив'язаної до крилоподібного літального пристрою, ωb=[р, q, r] складові кутової швидкості обертання крилоподібного літального пристрою, Fx, Fy, Fz, та І, Μ, Ν - це складові (проекції) сили і моментів, які діють на даний крилоподібний літальний пристрій вздовж його осей. gx, gy, gz - це складові вектора гравітаційного прискорення (прискорення вільного падіння) вздовж осей системи координат, прив'язаної до самого крилоподібного літального апарату, маса якого позначається як т. Коефіцієнти С0-9 отримуються, виходячи з матриці інерції І. Наприклад, можуть бути два способи, за якими динамічна модель крилоподібного літального пристрою FVM може бути застосована в якості підтримки для інерційної системи навігації: перший метод передбачає порівняння і коригування значень швидкості і положення даного крилоподібного літального пристрою, отриманих незалежно з INS та FVM. В другому способі використовуються значення прискорення та обертальної швидкості, спрогнозовані за допомогою FVM з метою виконання прямого калібрування інерційного блоку вимірювання (IMU). В обох випадках INS обробляє дані про положення крилоподібного літального пристрою, його прискорення та кути Ейлера (які описують обертання) з метою інтегрування значень прискорення та даних обертального руху, які надає IMU на борту даного крилоподібного літального пристрою. Але в першому способі модель крилоподібного літального пристрою визначає швидкість і кути крилоподібного літального пристрою, використовуючи вхідні сигнали управління від самого літального апарату. Більше того, реальне втілення FMV та INS використовує перевагу від застосування найостанніших досягнень у математиці на базі кватерніонів. Завдання розширеного фільтру Кальмана (EKF) полягає в оцінці похибок FMV та INS шляхом спостереження за різницею між даними швидкості та кутів, наданих відповідно INS та FMV. Натомість у другому способі FMV застосовується для обчислення значень прискорення і обертання, виходячи безпосередньо з вхідних даних. Тому розширений фільтр Кальмана має на вході різницю між оціночними даними прискорення та обертання, обчисленими за допомогою FMV, та 28 реальними, зчитаними з наявних сенсорів. Отже, EKF використовується для оцінки похибок у значеннях прискорення та обертання, наданих сенсорами і FMV, які потім використовуються для наступної корекції сенсорів і FMV. Тому для маневру крилоподібного літального пристрою потрібно вирішити проблему калібрування. Дійсно, можна прийняти рішення про виконання маневру, але величину цього маневру треба визначити. Насправді існує ризик осциляцій з надмірним підсиленням, викликаних інерцією, пружністю кінематичного ланцюга (лебідки знаходяться на землі, а маневр виконується у повітрі) та затримкою вимірювань (хоча нею можна знехтувати). Тому існує ризик виконання некаліброваних, недостатніх, або надмірних маневрів, що призводить до необхідності виконувати безперервні корекції (компенсації у протилежний бік) з ризиком неконтрольованих осциляцій. З метою вирішення цієї групи проблем спеціалісти в галузі техніки управління розробили засоби, такі як метод Хінфа та раніше згадуваний фільтр Кальмана, які розглядають затримку активації як одну з перешкод, один з шумів, з якими механізм управління має справлятися шляхом оптимізації маневру та обмеження їх за допомогою фільтрів та методик, які калібруються за допомогою системи самокалібрування. Описаний спосіб згідно даного винаходу може бути оснащено засобами прогнозування, швидкість спрацьовування яких є функцією потужності обробки інформації системи згідно даного винаходу. Іншою важливою характеристикою, яка дозволяє передбачати вищеописані проблеми, є те, що засоби обробки і управління отримують інформацію, пов'язану з прискоренням. Таким чином надмірність маневру буде сприйматись задовго до його початку, і це має привести систему в субкритичну ситуацію, в якій осциляції можуть не виникнути завдяки здатності сенсорів надавати дані з фронту в 180° перед виконанням маневру. Якщо б дані про положення були наявні безпосередньо, то нова операція виконувалась би відразу після завдання шкоди, в той час як дані про прискорення сповіщають про шкоду. Таким чином, згідно з вищесказаним, процес за даним винаходом включає в себе наступні кроки: a) детектування першочергових порцій інформації 3а стосовно даного моменту траєкторії польоту крилоподібного літального апарату за допомогою перших засобів детектування 3; можлива попередня обробка всіх, або частини першочергових порцій інформації 3а за допомогою засобів попередньої обробки 11 для отримання попередньо оброблених першочергових порцій інформації 3а'; b) детектування другочергових порцій інформації 5а стосовно даного моменту траєкторії польоту крилоподібного літального апарату за допомогою других засобів детектування 5; c) відсилка через систему передачі першочергових порцій інформації 3а та 3а' до засобів обробки та управління 7, зокрема, до геометричного двигуна 7а; 29 d) відсилка через систему передачі другочергових порцій інформації 5а до засобів обробки та управління 7, зокрема, до геометричного двигуна 7а; e) з першочергових 3а та 3а' та другочергових 5а порцій інформації безпосереднє або опосередковане отримання значень стосовно щонайменше координат положення XY та висоти польоту даного крилоподібного літального пристрою в даний момент, динаміки противаги та сили натягу на приводних тросах; f) визначення параметрів польоту і управління, наприклад, таких як висота Q, динаміка противаги С, маневр М, зони обмеження польоту (заборонені зони) ZI, сила натягу приводних тросів Т; можливо визначення допуску для кожного з цих параметрів; g) визначення відносної ваги (середньозваженого значення) PQ, PC, PM, PZI, РT, для кожного з цих параметрів польоту і управління; h) обчислення для кожного з цих параметрів найкращих координат XY в кожний з наступних моментів часу Т0, Τ1, Т2, …, Тn; і) обчислення векторної суми RX0Y0 для всіх координат у момент часу Т0, j) обчислення всіх векторних сум RX1Υ1 , RX2Y2, …, RXnYn, для всіх моментів часу у майбутньому Т1, Т2, Т3, …, Тn; k) визначення і застосування середньозважених значень часу РТ0, РТ1, РТ2, …, РТn для векторних сум; І) вибір найкращих серед координат RX1Y1 , RX2Y2 , · ·, RXnYn в якості координат ідеального місця на даний момент (мішені), куди має спрямовуватись маневр даного крилоподібного літального пристрою; m) вибір найкращого маршруту траєкторії польоту ТV1, TV2, TV3, ..., TVn для переміщення 89001 30 даного крилоподібного літального пристрою з його нинішнього положення до мішені; n) переміщення даного крилоподібного літального пристрою з нинішнього положення до мішені, діючи на блок механічного приводу через пристрій числового управління 7b системи 1; бажано використання інерційної системи навігації (INS) за підтримки динамічної моделі крилоподібного літального пристрою (FVM)$; о) повторення кроків від а) до n) для кожного інтервалу часу Δt, який називається частотою петлі управління; можна також надати можливість способу управління згідно даного винаходу включати в себе крок ретроактивного регулювання тривалості цього інтервалу Δt, що де-факто робить регульованою частоту петлі управління. Якщо інтервал Δt короткий, то процес управління буде виконувати точний і детальний, хоча, можливо, надмірно частий і короткотерміновий прогнозуючий аналіз, оскільки ті n кроків, які можуть бути виконані за цей час, не можуть глобально досягти оптимального відрізку часу від нинішнього моменту: тому постає необхідність співвідносити кроки прогнозування майбутнього з тривалістю цього кроку з метою оптимізувати тривалість часу, протягом якого крилоподібний літальний пристрій має виконати маршрут польоту. Таким чином, корисно оцінювати здатність виконувати прогноз, який охоплює занадто великий проміжок часу в майбутньому: резонно припустити, що забезпечення більше ніж одного оберту «карусельної» системи було б марним, оскільки, за стабільних умов ситуація повторюється. Можливо ідеальною тривалістю Δt була б така, яка відповідає тривалості складного маневру крилоподібного літального пристрою, наприклад, азимутального джайбу. 31 89001 32 33 Комп’ютерна верстка Т. Чепелева 89001 Підписне 34 Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601