RU112755U1 - Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости - Google Patents

Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости Download PDF

Info

Publication number
RU112755U1
RU112755U1 RU2011138764/28U RU2011138764U RU112755U1 RU 112755 U1 RU112755 U1 RU 112755U1 RU 2011138764/28 U RU2011138764/28 U RU 2011138764/28U RU 2011138764 U RU2011138764 U RU 2011138764U RU 112755 U1 RU112755 U1 RU 112755U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
flight
group
air target
group air
Prior art date
Application number
RU2011138764/28U
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Викторович Богданов
Владимир Владимирович Киселёв
Александр Александрович Кучин
Владислав Геннадьевич Мещеряков
Андрей Александрович Филонов
Original Assignee
Закрытое акционерное общество "ОКБ Траверз"
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 Закрытое акционерное общество "ОКБ Траверз" filed Critical Закрытое акционерное общество "ОКБ Траверз"
Priority to RU2011138764/28U priority Critical patent/RU112755U1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU112755U1 publication Critical patent/RU112755U1/ru

Links

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости, содержащее радиолокационный следящий угломер бортовой радиолокационной станции самолета и первое устройство сравнения, отличающееся тем, что в него дополнительно введены вычислитель требуемого угла φтр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет - групповая воздушная цель», определяемого как ! ! где ! ΔL - требуемое линейное разрешение целей в группе; ! Д - дальность до геометрического центра групповой воздушной цели; ! Vсбл=Vгвц+Vс - скорость сближения геометрического центра полета групповой воздушной цели с самолетом; ! Vгвц и Vс - радиальная составляющая скорости полета соответственно групповой воздушной цели и самолета; ! q - угол между линией визирования «самолет - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета групповой воздушной цели; ! λ и Δf - соответственно длина волны и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения самолета с геометрическим центром полета групповой воздушной цели в бортовой радиолокационной станции самолета, ! первый с постоянным коэффициентом и второй с динамическим коэффициентом усиления, определяемым как ! ! где ! w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «самолет - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета самолета; ! k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления, ! усилители, и второе устройство сравнения, причем выход радиолокационного следящего угломера бортовой радиолокационной ст

Description

Предлагаемая полезная модель относится к области радиоэлектронных систем управления (РЭСУ) самолетом и может быть использована в них для формирования параметра рассогласования при самонаведении самолета в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель (ГВЦ) в интересах создания условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в бортовой радиолокационной станции (БРЛС) самолета за счет эффекта радиолокационного синтезирования апертуры (РСА) антенны.
Известно устройство формирования параметра рассогласования в РЭСУ самолетом при его самонаведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости, содержащее радиолокационный следящий угломер БРЛС самолета, устройство сравнения, первый, второй и третий усилители с динамическими коэффициентами усиления, причем, первый и второй выходы радиолокационного следящего угломера БРЛС соединены соответственно через первый и второй усилитель с первым и вторым входами устройства сравнения, выход которого соединен со входом третьего усилителя, на выходе которого, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение, соответствующее разности между требуемым и текущим наивыгоднейшим углом упреждения в горизонтальной плоскости [1].
Данное устройство входит в состав РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости, которая реализует метод его самонаведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на одиночную воздушную цель, в соответствии с которым параметр рассогласования Δг определяется, как
где
к1 - коэффициент пропорциональности;
φг - текущее значение наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости;
Д - дальность до цели;
ωг - угловая скорость вращения линии визирования «самолет-цель»;
Vсбл - скорость сближения самолета с целью;
Vp и tp - соответственно скорость и время полета ракеты.
Известное [1] устройство формирования параметра рассогласования в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости работает следующим образом. На первом и втором выходах радиолокационного следящего угломера БРЛС формируются напряжения и , соответствующие предварительным текущим значениям наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости и его производной. Напряжение усиливается в первом усилителе с динамическим коэффициентом усиления к2, определяемым выражением (2). В результате на его выходе формируется напряжение, соответствующее текущему значению наивыгоднейшего угла φг упреждения в горизонтальной плоскости. Напряжение усиливается во втором усилителе с динамическим коэффициентом усиления кдДк3, где кд - коэффициент, преобразующий значение дальности, измеряемой в БРЛС самолета, в соответствующее напряжение; к3 - коэффициент пропорциональности. В результате на его выходе формируется напряжение, соответствующее требуемому значению наивыгоднейшего угла φгтр упреждения в горизонтальной плоскости. Напряжения, соответствующие текущему и требуемому наивыгоднейшим углам упреждения в горизонтальной плоскости с выходов соответственно первого и второго усилителей поступают соответственно на первый и второй входы устройства сравнения, на выходе которого предварительно формируется напряжение, соответствующее рассогласованию между текущим и требуемым наивыгоднейшими углами упреждения в горизонтальной плоскости. Данное напряжение усиливается в третьем усилителе с коэффициентом усиления к1/к2. В результате на его выходе окончательно формируется напряжение , соответствующее параметру рассогласования при самонаведении самолета в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи (выражение (1)) и определяемое, как
Недостатком данного устройства формирования параметра рассогласования, входящего в состав радиоэлектронной системы управления самолетом при его самонаведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости, является невозможность с помощью его сформировать такой параметр рассогласования, который бы в процессе самонаведения самолета на групповую воздушную цель по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при полете самолета в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, дополнительно создавалось бы условие для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС самолета на основе эффекта РСА антенны.
Заявляемая полезная модель направлена на достижение цели - сформировать параметр рассогласования в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости, в соответствии с которым в процессе самонаведения самолета на ГВЦ в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества, дополнительно создается условие для обеспечения в БРЛС самолета требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны.
С этой целью в устройство формирования параметра рассогласования, входящее в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости и содержащее радиолокационный следящий угломер БРЛС самолета и первое устройство сравнения, дополнительно введены вычислитель требуемого угла φгр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», определяемого, как [2]
где
ΔL - требуемое линейное разрешение целей в группе;
Д - дальность до геометрического центра ГВЦ;
Vсбл=Vгвц+Vс - скорость сближения геометрического центра полета ГВЦ с самолетом;
Vгвц и Vс  - радиальная составляющая скорости полета соответственно групповой воздушной цели и самолета;
q - угол между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета групповой воздушной цели;
λ и Δf - соответственно длина волны и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения самолета с геометрическим центром полета ГВЦ в БРЛС самолета, первый с постоянным коэффициентом и второй с динамическим коэффициентом усиления, определяемым, как [2]
где
w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета;
k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления усилители и второе устройство сравнения, причем выход радиолокационного следящего угломера БРЛС самолета соединен с первым входом первого устройства сравнения, его второй вход через первый усилитель с постоянным коэффициентом усиления подключен к выходу вычислителя требуемого угла φтр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», на первый, второй, третий и четвертый входы которого поступают соответственно значения дальности Д до геометрического центра ГВЦ, скорости сближения Vсбл с ним, радиальной составляющей скорости Vc полета самолета и угла q между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета ГВЦ с выходов соответствующих измерителей, а на пятый вход - значение требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе, выход первого устройства сравнения через второй усилитель с динамическим коэффициентом усиления, определяемым выражением (5) и на второй вход которого поступает значение скорости сближения Vсбл самолета с геометрическим центром полета ГВЦ, соединен с первым входом второго устройства сравнения, на второй вход которого поступает напряжение, соответствующее текущему значению ускорения истребителя в горизонтальной плоскости, а на его выходе, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение, соответствующее разности между требуемым jтр и текущим jг ускорением самолета в горизонтальной плоскости.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:
1. Введение в устройство формирования параметра рассогласования вычислителя требуемого угла φтр (определяемого выражением (4)) отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ».
2. Введение в устройство формирования параметра рассогласования второго усилителя с динамическим коэффициентом усиления, определяемым выражением (5).
Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных устройствах не обнаружены.
Применение всех новых признаков позволит сформировать параметр рассогласования (определяемый выражениями (6) и (7)) в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости, в соответствии с которым в процессе самонаведения по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при полете в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, дополнительно создается условие для обеспечения в БРЛС самолета требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны.
На фиг.1 представлена блок-схема устройства формирования параметра рассогласования, входящего в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости, на фиг.2 - геометрия взаимного перемещения самолета и групповой воздушной цели, состоящей из двух целей Ц1 и Ц2, на фиг.3 и 4 - результаты моделирования РЭСУ самолетом, в состав которой входит заявляемая полезная модель.
Устройство формирования параметра рассогласования в РЭСУ самолетом в горизонтальной плоскости содержит (фиг.1) радиолокационный следящий угломер 1 БРЛС самолета, первое 2 и второе 3 устройства сравнения, вычислитель 4 требуемого угла φтр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», первый 5 с постоянным коэффициентом и второй 6 с динамическим коэффициентом усиления, определяемым выражением (2), усилители, причем выход радиолокационного следящего угломера 1 БРЛС самолета соединен с первым входом первого устройства 2 сравнения, его второй вход через первый усилитель 5 с постоянным коэффициентом усиления подключен к выходу вычислителя 4 требуемого угла φтр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», на первый, второй, третий и четвертый входы которого поступают соответственно значения дальности Д до геометрического центра ГВЦ, скорости сближения с ним Vсбл, радиальной составляющей скорости Vc полета самолета и угла q между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета ГВЦ с выходов соответствующих измерителей, а на пятый вход - значение требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе, выход первого устройства 2 сравнения через второй усилитель 6 с динамическим коэффициентом усиления, на второй вход которого поступает значение скорости сближения Vсбл самолета с геометрическим центром полета ГВЦ, соединен с первым входом второго устройства 3 сравнения, на второй вход которого поступает напряжение, соответствующее текущему значению ускорения истребителя в горизонтальной плоскости, а на его выходе, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение, соответствующее разности между требуемым jтр и текущим jг ускорением самолета в горизонтальной плоскости.
Данное устройство входит в состав РЭСУ самолетом при его самонаведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости, которая реализует оптимальный по критерию минимума локального функционала качества метод его самонаведения на ГВЦ с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе в БРЛС самолета на основе эффекта РСА антенны, в соответствии с которым параметр рассогласования Δг определяется, как [2]
где
φтр и kΔφ определяются соответственно выражениями (4) и (5);
φт - текущее значение угла между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета (фиг.2)
и работает следующим образом (фиг.1). На выходе следящего угломера 1 БРЛС самолета формируется напряжение , соответствующее (фиг.2) текущему значению угла φт между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета, которое поступает (фи.1) на первый вход первого устройства 2 сравнения. Одновременно в вычислителе 4 на основе поступающих на его первый, второй, третий, четвертый и пятый входы соответственно значений: дальности Д до геометрического центра ГВЦ; скорости сближения с ним Vсбл; радиальной составляющей скорости Vс полета самолета; угла q между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета ГВЦ (фиг.2); значение (фиг.1) требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе в соответствии с выражением (4), вычисляется требуемый угол φтр между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета (фиг.2), который необходимо постоянно поддерживать в процессе самонаведения самолета на ГВЦ по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при полете в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи с дополнительным созданием условия для обеспечения в БРЛС самолета требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. Значение этого угла φтр (фиг.1) с помощью первого усилителя 5 преобразуется в соответствующее напряжение , которое поступает на второй вход первого 2 устройства сравнения, на выходе которого формируется напряжение, соответствующее разности напряжений и . Эта разность напряжений усиливается во втором усилителе 6 с динамическим коэффициентом усиления kΔφ, определяемым выражением (5). В результате на его выходе формируется напряжение , соответствующее требуемому значению ускорения jтр самолета в горизонтальной плоскости для обеспечения требуемого угла φтр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ» (фиг.2). Напряжение поступает (фиг.1) на первый вход второго устройства 3 сравнения, где сравнивается с напряжением , поступающим на его второй вход и соответствующим текущему значению ускорения jт самолета в горизонтальной плоскости при текущем угле φт между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета (фиг.2). В результате на выходе (фиг.1) второго устройства 3, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение , соответствующее разности между требуемым jтр и текущим jг ускорением самолета в горизонтальной плоскости при его самонаведении в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества при полете в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи и с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе в БРЛС самолета на основе эффекта РСА антенны (фиг.2), т.е.
С целью оценки работоспособности предлагаемого устройства формирования параметра рассогласования было проведено моделирование в целом радиоэлектронной системы управления самолетом в горизонтальной плоскости, в состав которой входит предлагаемая полезная модель. При моделировании были приняты следующие исходные данные (фиг.2), формулы (4) и (5):
количество целей в группе - 2;
требуемое линейное разрешение целей в группе ΔL=150 м;
начальная дальность до геометрического центра ГВЦ Д(0)=250 км;
радиальная составляющая скорости полета ГВЦ Vгвц=300 м/с;
радиальная составляющая скорости полета самолета Vс=300 м/с;
начальный угол между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета ГВЦ q(0)=0 град.;
рабочая длина волны БРЛС самолета λ=3 см;
ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения самолета с геометрическим центром полета ГВЦ в БРЛС самолета Δf=10 Гц;
отношение коэффициентов штрафа w на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «самолет-ГВЦ» и вектором скорости полета самолета и k на величину сигнала управления находилось в пределах .
В результате моделирования при принятых исходных данных установлено, что к 15-й секунде самонаведения самолета (фиг.3) с помощью РЭСУ с введенной в нее предлагаемой полезной моделью полностью отрабатывается требуемый угол φтр отклонения вектора скорости полета самолета от линии визирования «самолет-ГВЦ», при этом, обеспечивается (фиг.4) требуемое линейное разрешение целей в группе ΔL=150 м.
Таким образом, предлагаемое устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости позволит сформировать параметр рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости, в соответствии с которым в процессе его самонаведения по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при полете в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, дополнительно создается условие для обеспечения в БРЛС самолета требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны.
Источники информации
1. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова. - М.: «Радиотехника», 2003 (стр.18, формула (7.6); стр.20, формулы 7.16) и (7.18); стр.342 формулы (15.28) и (15.29); стр.343 из рис.15.5 - схема устройства формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости, включающая угломер с передаточными функциями Фωг(р), Фφг(р), усилители с коэффициентами усиления кдω, кдv и кд1 устройство сравнения) (прототип).
2. Кучин А.А., Мещеряков В.Г., Павлов В.И. Радиоэлектронная система управления истребителем, оптимальная по критерию минимума локального функционала качества для обеспечения в бортовой радиолокационной станции разрешения по доплеровской частоте элементов плотной группы воздушных целей на основе эффекта синтезирования апертуры антенны // Радиотехника. 2011. №5 (стр.55, формулы (13) и (14); стр.56, формулы (17) и (18).

Claims (1)

  1. Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости, содержащее радиолокационный следящий угломер бортовой радиолокационной станции самолета и первое устройство сравнения, отличающееся тем, что в него дополнительно введены вычислитель требуемого угла φтр отклонения вектора
    Figure 00000001
    скорости полета самолета от линии визирования «самолет - групповая воздушная цель», определяемого как
    Figure 00000002
    где
    ΔL - требуемое линейное разрешение целей в группе;
    Д - дальность до геометрического центра групповой воздушной цели;
    Vсбл=Vгвц+Vс - скорость сближения геометрического центра полета групповой воздушной цели с самолетом;
    Vгвц и Vс - радиальная составляющая скорости полета соответственно групповой воздушной цели и самолета;
    q - угол между линией визирования «самолет - групповая воздушная цель» и вектором
    Figure 00000003
    скорости полета групповой воздушной цели;
    λ и Δf - соответственно длина волны и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения самолета с геометрическим центром полета групповой воздушной цели в бортовой радиолокационной станции самолета,
    первый с постоянным коэффициентом и второй с динамическим коэффициентом усиления, определяемым как
    Figure 00000004
    где
    w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «самолет - групповая воздушная цель» и вектором
    Figure 00000001
    скорости полета самолета;
    k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления,
    усилители, и второе устройство сравнения, причем выход радиолокационного следящего угломера бортовой радиолокационной станции самолета соединен с первым входом первого устройства сравнения, его второй вход через первый усилитель с постоянным коэффициентом усиления подключен к выходу вычислителя требуемого угла φтр отклонения вектора
    Figure 00000001
    скорости полета самолета от линии визирования «самолет - групповая воздушная цель», на первый, второй, третий и четвертый входы которого поступают соответственно значения дальности Д до геометрического центра групповой воздушной цели, скорости сближения Vсбл с ним, радиальной составляющей скорости Vc полета самолета и угла q между линией визирования «самолет - групповая воздушная цель» и вектором
    Figure 00000005
    скорости полета групповой воздушной цели с выходов соответствующих измерителей, а на пятый вход - значение требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе, выход первого устройства сравнения через второй усилитель с динамическим коэффициентом усиления, определяемым выражением (2) и на второй вход которого поступает значение скорости сближения Vсбл самолета с геометрическим центром полета групповой воздушной цели, соединен с первым входом второго устройства сравнения, на второй вход которого поступает напряжение, соответствующее текущему значению ускорения истребителя в горизонтальной плоскости, а на его выходе, являющимся выходом устройства формирования параметра рассогласования, формируется напряжение, соответствующее разности между требуемым и текущим ускорением самолета в горизонтальной плоскости.
    Figure 00000006
RU2011138764/28U 2011-09-21 2011-09-21 Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости RU112755U1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011138764/28U RU112755U1 (ru) 2011-09-21 2011-09-21 Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011138764/28U RU112755U1 (ru) 2011-09-21 2011-09-21 Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU112755U1 true RU112755U1 (ru) 2012-01-20

Family

ID=45786013

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011138764/28U RU112755U1 (ru) 2011-09-21 2011-09-21 Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU112755U1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2758682C1 (ru) * 2021-03-16 2021-11-01 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на заданный тип самолёта с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2758682C1 (ru) * 2021-03-16 2021-11-01 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на заданный тип самолёта с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Haimov et al. Fixed-antenna pointing-angle calibration of airborne Doppler cloud radar
CN105182326B (zh) 一种利用方位信息的目标跟踪快速方法及装置
CN107783128B (zh) 基于毫米波雷达的固定翼无人机多目标防撞系统
RU2521890C2 (ru) Способ приведения летательного аппарата к наземному объекту
CN107271997A (zh) 机载多通道cssar地面运动目标运动参数估计方法
CN103954945B (zh) 一种基于光纤延迟线的微波测距雷达全量程标定方法
CN111624623A (zh) 基于激光雷达非均匀扫描的风场反演方法
CN112835034B (zh) 一种双通道雷达对地测高系统及方法
RU112755U1 (ru) Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости
RU2408847C1 (ru) Способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели
Du et al. The research of guidance performance of the phased array seeker with platform for air-to-air missile
RU2695762C1 (ru) Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на самолёт из состава их пары по его функциональному назначению по принципу "ведущий-ведомый"
RU2418267C1 (ru) Информационно-вычислительная система беспилотного самолета-истребителя
RU118072U1 (ru) Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости
Pavlov et al. Algorithm for controlling objects implementing a semi-passive guidance technique
RU2498342C1 (ru) Способ перехвата воздушных целей летательными аппаратами
Krasilshchikov et al. Development of high speed flying vehicle on-board integrated navigation, control and guidance system
Khudov et al. The method of the high accuracy finding 2D coordinates in MIMO-radar based on existing surveillance radars
RU2254542C1 (ru) Способ наведения летательного аппарата на интенсивно маневрирующую воздушную цель
RU2252434C2 (ru) Двухдиапазонный следящий угломер
RU2229671C1 (ru) Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты
RU2593911C1 (ru) Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель
RU2758446C1 (ru) Способ управления положением оси антенны бортовой радиолокационной станции при сопровождении меневрирующей воздушной цели
Bing et al. Image position analysis of motion errors for missile-borne SAR based on diving model
Lv et al. Vector motion parameter estimation for an approaching missile based on an extended-target model

Legal Events

Date Code Title Description
MM1K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20120922