RU2164654C2 - Method for homing of flight vehicles on ground targets - Google Patents

Method for homing of flight vehicles on ground targets Download PDF

Info

Publication number
RU2164654C2
RU2164654C2 RU99101307A RU99101307A RU2164654C2 RU 2164654 C2 RU2164654 C2 RU 2164654C2 RU 99101307 A RU99101307 A RU 99101307A RU 99101307 A RU99101307 A RU 99101307A RU 2164654 C2 RU2164654 C2 RU 2164654C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
horizontal plane
aircraft
ground
guidance
angular velocity
Prior art date
Application number
RU99101307A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU99101307A (en
Inventor
В.В. Курилкин
В.И. Меркулов
А.И. Шуклин
Original Assignee
ОАО "Фазотрон - Научно-исследовательский институт радиостроения"
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 ОАО "Фазотрон - Научно-исследовательский институт радиостроения" filed Critical ОАО "Фазотрон - Научно-исследовательский институт радиостроения"
Priority to RU99101307A priority Critical patent/RU2164654C2/en
Publication of RU99101307A publication Critical patent/RU99101307A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2164654C2 publication Critical patent/RU2164654C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: homing of flight vehicles with on-board radars using synthesizing of antenna aperture or Doppler beam narrowing of antenna directivity pattern on ground targets. SUBSTANCE: the method consists in measurement of the values of range from the homed flight vehicle to the ground target, rate of closure of the homed flight vehicle and ground target, relative bearing of the ground target and angular velocity of the sighting line in the horizontal plane, as well as lateral acceleration of the homed flight vehicle in the horizontal plane, formation of the control signal in the horizontal plane in the form of the sum of the difference of the required lead angle weighed by a variable gain and the relative bearing of the ground target and the angular velocity of the sighting line weighed by a variable gain, and the value of acceleration of the homed flight vehicle. The values of variable gains are calculated with due account made for the current values of range from the homed flight vehicle to the ground target and the rate of their closure, as well as for the gains determining the accuracy of homing by the relative bearing of the ground target and angular velocity of the sighting line, as well as determining the efficiency of the process of homing, and the values of the required lead angle are formed by special way so that the conditions of use would be taken into account, and stabilization of the required resolution in the horizontal plane would be provided. EFFECT: enhanced accuracy and efficiency of homing, enhanced stabilization of the required linear resolution in the horizontal plane at homing of the flight vehicle on ground targets with the aid of on-board radars using synthesizing antenna aperture or Doppler beam narrowing. 15 dwg

Description

Изобретение относится к системам самонаведения, в частности к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты с помощью радиолокационных средств, установленных на борту ЛА, использующих синтезирование апертуры (СА) антенны или доплеровское обужение луча (ДОЛ) диаграммы направленности антенны. The invention relates to homing systems, in particular to homing systems of aircraft (LA) on ground objects using radar tools installed on board the aircraft using aperture synthesis (SA) of the antenna or Doppler beam beam (DOL) antenna radiation pattern.

Известно несколько традиционных способов наведения ЛА на наземные объекты: способ флюгерного наведения [1, стр. 181]; способ последовательных упреждений [1, стр. 182]. There are several traditional methods of targeting aircraft on ground objects: the method of vane guidance [1, p. 181]; a method of successive lead-time [1, p. 182].

В общем случае под способом наведения понимается закон формирования требуемой фазовой траектории наводимого объекта управления, наведение по которой позволит поразить цель или объект. Фазовые координаты требуемого движения находятся путем преобразования фазовых координат относительного и абсолютного движения цели (наземного объекта) и объекта управления (наводимого ЛА). Правило формирования сигналов управления, именуемых также параметрами рассогласования, по которому определяется несоответствие реальных фазовых координат наводимого ЛА их требуемым значениям называется алгоритмом траекторного управления. Следует отметить, что в системах самонаведения ЛА на наземные объекты сигналы управления (параметры рассогласования) обычно формируются в горизонтальной и вертикальной плоскостях, поскольку именно в этих плоскостях (курса и тангажа) размещаются их рулевые органы. In the general case, the guidance method refers to the law of the formation of the required phase trajectory of the induced control object, guidance on which will hit the target or object. The phase coordinates of the required motion are found by converting the phase coordinates of the relative and absolute motion of the target (ground object) and the control object (induced aircraft). The rule for generating control signals, also referred to as mismatch parameters, which determines the mismatch between the real phase coordinates of the induced aircraft and their required values, is called the trajectory control algorithm. It should be noted that in aircraft homing systems for ground targets control signals (mismatch parameters) are usually formed in horizontal and vertical planes, since it is in these planes (course and pitch) that their steering organs are located.

Сущность способа флюгерного наведения заключается в том, что с направлением на наземный объект совмещается вектор воздушной скорости наводимого ЛА. В случае если параметры рассогласования для плоскостей курса и тангажа формируются в стабилизированной в пространстве измерительной системе координат, то алгоритм траекторного управления при способе флюгерного наведения определяется следующими соотношениями:
ΔфГ= φГ+αsinγ, ΔФВ= φВ+αcosγ, (1)
где ΔфГФВ - сигналы управления при способе флюгерного наведения в горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно;
φГB - бортовые пеленги наземного объекта в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измеряемые угломером бортовой радиолокационной станции (БРЛС) со стабилизированной в пространстве антенной;
α,γ - соответственно углы атаки и крена.
The essence of the method of vane guidance is that with the direction to the ground object, the air velocity vector of the induced aircraft is combined. If the mismatch parameters for the course and pitch planes are formed in a spatially stabilized measuring coordinate system, then the trajectory control algorithm with the method of vane guidance is determined by the following relationships:
Δ T FG = φ + αsinγ, Δ = φ The PV + αcosγ, (1)
where Δ FG, Δ PV - process control signals when a feathered guidance in the horizontal and vertical planes respectively;
φ G , φ B - on-board bearings of a ground object in horizontal and vertical planes, measured by the goniometer of an on-board radar station with a space-stabilized antenna;
α, γ are the angles of attack and roll, respectively.

Необходимость учета в (1) вторых слагаемых обусловлена тем, что мгновенное направление движения ЛА совпадает с направлением вектора его скорости, которое отличается от положения строительной оси ЛА на значение угла атаки. При наличии крена угломер со стабилизированной антенной по-прежнему измеряет проекции бортового пеленга в горизонтальной φГ и вертикальной φB плоскостях, в то время как пространственное положение угла атаки изменяется. Последнее и вызывает появление проекций αsinγ и αcosγ угла атаки на горизонтальную и вертикальную плоскости. Способ флюгерного наведения в силу своей простоты широко применяется при наведении ЛА на неподвижные и малоподвижные наземные объекты, однако основным его недостатком является достаточно сильное влияние бокового ветра на точность наведения. При необходимости парирования ветра обычно используют способ последовательных упреждений.The need to take into account the second terms in (1) is due to the fact that the instantaneous direction of the aircraft’s movement coincides with the direction of its velocity vector, which differs from the position of the aircraft’s construction axis by the value of the angle of attack. In the presence of a roll, the goniometer with a stabilized antenna still measures the projections of the side bearing in the horizontal φ G and vertical φ B planes, while the spatial position of the angle of attack changes. The latter causes the appearance of projections αsinγ and αcosγ of the angle of attack on the horizontal and vertical planes. Due to its simplicity, the method of weathervane guidance is widely used when pointing aircraft at stationary and inactive land objects, but its main drawback is the rather strong influence of the side wind on the accuracy of guidance. If necessary, parry the wind usually use the method of sequential lead.

При использовании способа последовательных упреждений, называемого иногда способом погони с дополнительным углом упреждения, сигналы управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях наряду со слагаемыми, пропорциональными проекциям бортового пеленга наземного объекта, содержат также проекции дополнительного угла упреждения, который выбирают пропорциональным угловой скорости линии визирования. Значения коэффициентов пропорциональности выбираются, как правило, таким образом, чтобы траектория наведения была близка к прямолинейной. When using the sequential lead method, sometimes called the chase method with an additional lead angle, the control signals in the horizontal and vertical planes along with the terms proportional to the projections of the side bearing of the ground object also contain projections of the additional lead angle, which is chosen proportional to the angular velocity of the line of sight. The values of the proportionality coefficients are selected, as a rule, so that the guidance path is close to straightforward.

Следует отметить, что спецификой способов наведения ЛА с бортовыми радиолокационными средствами, использующими СА или ДОЛ, на наземные объекты является использование сугубо криволинейных траекторий наведения в горизонтальной плоскости. Как правило, эти траектории должны на первоначальном участке обеспечить требуемое линейное разрешение в горизонтальной плоскости, а на конечном - высокую точность наведения на наземный, в общем случае подвижный объект. При таких траекториях наведения резко возрастают расходы энергии на управление ЛА, в связи с чем актуальным также становится вопрос улучшения экономичности процедур наведения (под экономичностью здесь понимается свойство системы наведения, характеризующее ее способность затрачивать на сигналы управления возможно меньшее количество энергии). It should be noted that the specifics of the methods of guidance of aircraft with airborne radar systems using SA or DOL on ground objects is the use of purely curved guidance trajectories in the horizontal plane. As a rule, these trajectories should provide the required linear resolution in the horizontal plane in the initial section, and high accuracy of pointing at the ground, generally moving object, in the final section. With such guidance trajectories, the energy expenditures for aircraft control sharply increase, and therefore the issue of improving the efficiency of guidance procedures also becomes relevant (economics here refers to the property of a guidance system that characterizes its ability to spend as little energy as possible on control signals).

Однако удовлетворить противоречивым требованиям высокой точности и экономичности наведения при стабилизации требуемого линейного разрешения в горизонтальной плоскости, в условиях реальных ограничений на располагаемые поперечные перегрузки ЛА при использовании любого традиционного способа наведения практически невозможно. Следует подчеркнуть, что поочередное эмпирическое использование на различных участках траектории различных способов наведения не позволяет получить приемлемых результатов из-за трудности определения момента перехода с одного способа на другой, возникновения значительных переходных процессов и сложности обеспечения экономичности наведения. However, to meet the conflicting requirements of high accuracy and cost-effectiveness of guidance while stabilizing the required linear resolution in the horizontal plane, in conditions of real restrictions on the available transverse overloads of the aircraft, using any traditional guidance method is practically impossible. It should be emphasized that the alternate empirical use of different guidance methods at different parts of the trajectory does not allow obtaining acceptable results due to the difficulty in determining the moment of transition from one method to another, the occurrence of significant transient processes and the difficulty of providing guidance economy.

Из известных способов наведения ЛА на наземные объекты наиболее близким (прототипом) является способ последовательных упреждений [1, стр. 182], поскольку при данном способе наведения сигнал управления в горизонтальной плоскости содержит слагаемые, пропорциональные значениям бортового пеленга и угловой скорости линии визирования, как и в предлагаемом изобретении. Алгоритм траекторного управления в горизонтальной плоскости при использовании способа последовательных упреждений может быть представлен в следующем виде:

Figure 00000002

где ΔПУ Г - сигнал управления в горизонтальной плоскости;
Figure 00000003
соответствующие постоянные коэффициенты усиления;
φГ - значение бортового пеленга наземного объекта в горизонтальной плоскости;
ωГ - значение угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости.Of the known methods of pointing aircraft at ground objects, the closest (prototype) is the method of successive lead-ins [1, p. 182], since with this method of pointing the control signal in the horizontal plane contains terms proportional to the values of the direction-finding bearing and the angular velocity of the line of sight, as well as in the present invention. The trajectory control algorithm in the horizontal plane when using the sequential lead method can be represented as follows:
Figure 00000002

where Δ PU G is the control signal in the horizontal plane;
Figure 00000003
corresponding constant gain factors;
φ G - the value of the side bearing of a ground object in the horizontal plane;
ω G - the value of the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane.

Коэффициенты

Figure 00000004
выбираются таким образом, чтобы траектория наведения была близка к прямолинейной.Odds
Figure 00000004
are selected so that the guidance path is close to straight.

Однако использование данного способа при наведении ЛА на наземные объекты с использованием БРЛС, работающих в режимах СА или ДОЛ, представляется затруднительным. Это объясняется следующими основными недостатками прототипа:
невозможностью стабилизации требуемого линейного разрешения БРЛС в горизонтальной плоскости (поскольку при использовании способа последовательных упреждений траектория наведения близка к прямолинейной, то практически невозможно обеспечить использование СА или ДОЛ, для которых принципиальным условием является отличие от нуля значений бортового пеленга наземного объекта, что, в свою очередь, предопределяет криволинейность траекторий наведения);
отсутствием учета требований к экономичности процесса наведения, особенно при использовании криволинейных траекторий наведения (поскольку при использовании постоянных коэффициентов усиления невозможно учесть изменяющиеся в общем случае в процессе наведения затраты энергии на сигналы управления);
отсутствием учета условий применения (поскольку при изменении условий функционирования, например при изменении дальности от ЛА до наземного объекта, скорости сближения и др., постоянные коэффициенты усиления в общем случае необходимо перестраивать, то есть они не являются адаптивными к условиям применения).
However, the use of this method when aiming an aircraft at ground-based objects using radars operating in SA or DOL modes is difficult. This is due to the following main disadvantages of the prototype:
the impossibility of stabilizing the required linear resolution of radar in the horizontal plane (since when using the method of successive anticipations the guidance trajectory is close to straightforward, it is almost impossible to ensure the use of SA or DOL, for which the fundamental condition is the non-zero value of the side bearing of the ground object, which, in turn, , determines the curvature of the guidance paths);
the lack of consideration of the requirements for the efficiency of the guidance process, especially when using curved guidance paths (since using constant amplification factors it is impossible to take into account the energy costs for control signals that change in the general case during the guidance process);
the lack of consideration of the conditions of use (since when changing operating conditions, for example, when changing the distance from an aircraft to a ground object, approach speed, etc., constant gain factors need to be tuned in the general case, that is, they are not adaptive to the conditions of use).

Таким образом, задачей настоящего изобретения является разработка способа наведения летательных аппаратов на наземные объекты, одновременно обеспечивающего высокую точность наведения, стабилизацию требуемого линейного разрешения в горизонтальной плоскости при использовании СА или ДОЛ в БРЛС и высокую экономичность процесса управления. Thus, the objective of the present invention is to develop a method of pointing aircraft to ground objects, while simultaneously providing high accuracy of guidance, stabilization of the required linear resolution in the horizontal plane when using SA or DOL in radar and high efficiency control process.

Поставленная задача достигается тем, что в способе последовательных упреждений, заключающемся в том, что измеряют значения бортового пеленга наземного объекта и угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости, сигнал управления в горизонтальной плоскости формируют путем суммирования взвешенных на соответствующие коэффициенты усиления значений бортового пеленга наземного объекта и угловой скорости линии визирования (2) дополнительно измеряют дальность от наводимого ЛА до наземного объекта и скорость их сближения, а также скорость наводимого ЛА и его поперечное ускорение в горизонтальной плоскости; рассчитывают требуемый угол упреждения, обеспечивающий требуемое линейное разрешение в горизонтальной плоскости, в сигнал управления в горизонтальной плоскости вводят дополнительное слагаемое, учитывающее расход текущих перегрузок (ускорений); формируют переменные коэффициенты усиления, учитывающие условия функционирования (дальность от наводимого ЛА до наземного объекта и скорость их сближения), вес ошибок наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования, а также требования к экономичности наведения. Последнее дает возможность в процессе наведения автоматически перераспределять приоритеты между точностью, экономичностью наведения и стабилизацией требуемого линейного разрешения. The problem is achieved in that in the method of sequential lead-time, which consists in the fact that the values of the side bearing of the ground object and the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane are measured, the control signal in the horizontal plane is formed by summing the values of the side bearing of the ground object weighted by the corresponding gain factors and the angular velocity of the line of sight (2) additionally measure the distance from the induced aircraft to the ground object and the speed of their approach, and that induced same aircraft speed and the lateral acceleration in the horizontal plane; calculate the required lead angle, providing the required linear resolution in the horizontal plane, an additional term is introduced into the control signal in the horizontal plane, taking into account the flow rate of current overloads (accelerations); variable amplification factors are formed that take into account the operating conditions (the distance from the induced aircraft to the ground object and the speed of their approach), the weight of the guidance errors along the side bearing and the angular velocity of the line of sight, as well as the requirements for guidance efficiency. The latter makes it possible in the guidance process to automatically redistribute priorities between accuracy, guidance efficiency and stabilization of the required linear resolution.

Предлагаемый способ наведения осуществляется следующим алгоритмом траекторного управления в горизонтальной плоскости:

Figure 00000005

Figure 00000006

где ΔГ - сигнал управления в горизонтальной плоскости;
Figure 00000007
коэффициенты, определяющие точность наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости:
Figure 00000008
- коэффициент, определяющий экономичность наведения в горизонтальной плоскости;
φГ - значение бортового пеленга в горизонтальной плоскости;
ωГ - значение угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости;
Д - значение дальности от наводимого ЛА до наземного объекта;
VСБ - значение скорости сближения наводимого ЛА с наземным объектом;
V - значение скорости наводимого ЛА;
jГ - значение поперечного ускорения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости;
λ - длина волны БРЛС;
ΔF - полоса пропускания доплеровского фильтра:
φГТ - требуемый угол упреждения, при котором обеспечивается требуемое линейное разрешение ΔlT в горизонтальной плоскости.The proposed guidance method is carried out by the following trajectory control algorithm in the horizontal plane:
Figure 00000005

Figure 00000006

where Δ G is the control signal in the horizontal plane;
Figure 00000007
coefficients that determine the accuracy of guidance on the side bearing and the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane:
Figure 00000008
- coefficient determining the efficiency of guidance in the horizontal plane;
φ G - the value of the side bearing in the horizontal plane;
ω G - the value of the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane;
D is the value of the distance from the induced aircraft to the ground object;
V SB - the value of the convergence rate of the induced aircraft with a ground object;
V is the value of the speed of the induced aircraft;
j G - the value of the lateral acceleration of the induced aircraft in the horizontal plane;
λ is the radar wavelength;
ΔF - bandwidth of the Doppler filter:
φ GT is the required lead angle at which the required linear resolution Δl T in the horizontal plane is provided.

На фиг. 1 пунктирной линией изображена траектория наведения при способе последовательных упреждений, а сплошной линией - траектория наведения при предложенном способе наведения. In FIG. 1, the dashed line shows the guidance path in the sequential lead method, and the solid line shows the guidance path for the proposed guidance method.

На фиг. 2 представлена упрощенная структурная схема возможного варианта системы наведения ЛА на наземные объекты, реализующей предлагаемый способ наведения, где;
1 - антенная система БРЛС:
2 - приемник/передатчик БРЛС,
3 - угломер БРЛС;
4 - вычислитель сигнала управления;
5 - система управления:
6 - летательный аппарат;
7 - автоматический селектор дальности и скорости сближения БРЛС:
8 - вычислитель требуемого угла упреждения;
9 - акселерометр.
In FIG. 2 shows a simplified block diagram of a possible variant of a system for guiding an aircraft to ground objects that implements the proposed guidance method, where;
1 - radar antenna system:
2 - radar receiver / transmitter,
3 - radar goniometer;
4 - computer control signal;
5 - control system:
6 - aircraft;
7 - automatic range and speed approach radar:
8 - calculator of the required lead angle;
9 - accelerometer.

Фиг. 3 поясняет геометрические соотношения между координатами абсолютного и относительного движения наводимого ЛА и наземного объекта в горизонтальной плоскости. FIG. 3 illustrates the geometric relationships between the coordinates of the absolute and relative motion of the induced aircraft and a ground object in the horizontal plane.

Фиг. 4-15 иллюстрируют эффективность функционирования предлагаемого изобретения. FIG. 4-15 illustrate the performance of the invention.

Рассмотрим, как функционирует один из возможных вариантов системы наведения ЛА на наземные объекты при использовании заявляемого способа наведения (фиг. 2). Consider how one of the possible options for the guidance system of aircraft on ground objects when using the proposed method of guidance (Fig. 2).

Антенная система 1 БРЛС осуществляет пространственную селекцию сигнала, отраженного от наземного объекта, который затем поступает на вход приемника 2 БРЛС, в котором происходит выделение сигнала, отраженного от наземного объекта, на фоне шумов за счет узкополосной доплеровской фильтрации при использовании СА или ДОЛ, с выхода приемника 2 сигнал поступает на вход автоматического селектора дальности и скорости сближения 7, в котором формируются измерения дальности от наводимого ЛА до наземного объекта и скорости их сближения, а также на вход угломера 3, в котором происходит формирование измерений бортового пеленга наземного объекта и угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости. При помощи акселерометра 9 измеряется собственное поперечное ускорение ЛА в горизонтальной плоскости. Сформированные измерения дальности и скорости сближения поступают в вычислитель требуемого угла упреждения 8, в котором по соотношению (4) происходит формирование требуемого угла упреждения, обеспечивающего требуемое линейное разрешение в горизонтальной плоскости. Значение требуемого угла упреждения и все сформированные измерения поступают в вычислитель сигнала управления 4, в котором по соотношению (3) формируется сигнал управления в горизонтальной плоскости. В системе управления 5 происходит преобразование сформированного сигнала управления в горизонтальной плоскости в соответствующие управляющие воздействия, которые поступают на управляющие органы самого ЛА 6. The radar antenna system 1 performs spatial selection of the signal reflected from the ground object, which then goes to the input of the radar receiver 2, in which the signal reflected from the ground object is extracted from the noise due to narrow-band Doppler filtering when using SA or DOL, from the output receiver 2, the signal is fed to the input of the automatic range selector and approach speed 7, in which the distance measurements from the induced aircraft to the ground object and their approach speed, as well as at the input q goniometer 3, wherein the bead is formed measurements bearing ground object and the angular velocity of the line of sight on the horizontal plane. Using the accelerometer 9, the transverse acceleration of the aircraft is measured in the horizontal plane. The generated measurements of the distance and approach speed are sent to the calculator of the required lead angle 8, in which, according to relation (4), the required lead angle is formed, which ensures the required linear resolution in the horizontal plane. The value of the required lead angle and all generated measurements are sent to the control signal computer 4, in which the control signal is generated in the horizontal plane according to relation (3). In the control system 5, the generated control signal is converted in the horizontal plane to the corresponding control actions that are supplied to the control organs of the aircraft 6 itself.

Рассмотрим, как происходит формирование сигнала управления в горизонтальной плоскости при использовании заявляемого способа наведения в динамике. Consider how the formation of the control signal in the horizontal plane when using the proposed method of guidance in dynamics.

На больших расстояниях, когда Д велика и ωГ≈ 0, управление определяется первым слагаемым (3). В такой ситуации полет ЛА будет осуществляться под углом φГ≈ φГТ к наземному объекту, обеспечивающим стабилизацию требуемого линейного разрешения в горизонтальной плоскости. При этом по мере уменьшения Д и увеличения ωГ начинает возрастать влияние второго слагаемого

Figure 00000009
(3) сигнала управления. Влияние этого слагаемого становится особенно значительным на малых расстояниях до наземного объекта. Следовательно, в процессе полета, по мере приближения ЛА к наземному объекту, происходит плавное перераспределение влияния ошибок наведения по бортовому пеленгу наземного объекта φГГТ, стабилизирующих разрешающую способность в горизонтальной плоскости на начальном участке траектории наведения, к ошибкам по угловой скорости линии визирования ωГ, минимизирующим текущий промах на конечном участке траектории.At large distances, when D is large and ω Г ≈ 0, the control is determined by the first term (3). In such a situation, the flight of the aircraft will be carried out at an angle φ Г ≈ φ ГТ to the ground object, providing stabilization of the required linear resolution in the horizontal plane. In this case, as D decreases and ω G increases, the influence of the second term begins to increase
Figure 00000009
(3) control signal. The influence of this term becomes especially significant at small distances to a ground object. Therefore, during the flight, as the aircraft approaches the ground object, there is a smooth redistribution of the influence of guidance errors along the side bearing of the ground object φ ГГТ , which stabilize the resolution in the horizontal plane at the initial portion of the guidance path to errors in the angular velocity of the line of sight ω G , minimizing the current miss on the final section of the trajectory.

Вес ошибок по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования зависит от соотношения коэффициентов

Figure 00000010
При этом выбором kj - коэффициента, определяющего экономичность наведения, добиваются выполнения условия jГ ≅ jГ ДОП, при котором текущие управляющие перегрузки не превышают предельно допустимых значений. Манипулируя значениями коэффициентов qφ и qω/ можно варьировать моментом времени перехода от преимущественного наведения по бортовому пеленгу к наведению по угловой скорости линии визирования.The weight of errors along the side bearing and the angular velocity of the line of sight depends on the ratio of the coefficients
Figure 00000010
At the same time, by choosing k j , the coefficient that determines the efficiency of guidance, the condition j G ≅ j G DOP is satisfied, under which the current control overloads do not exceed the maximum permissible values. By manipulating the values of the coefficients q φ and q ω /, it is possible to vary the time moment of the transition from predominant guidance along the side bearing to guidance along the angular velocity of the line of sight.

Геометрические соотношения между координатами абсолютного и относительного движения ЛА и наземного объекта в горизонтальной плоскости при использовании предлагаемого способа наведения приведены на фиг. 3, на ней:
XOZ - земная невращающаяся система координат;
ОЛА - текущее расположение ЛА;
ОНО - текущее положение наземного объекта:
VНО - вектор, характеризующий скорость и направление движения наземного объекта;
VТ и V - требуемое и фактическое значения векторов скорости наводимого ЛА;
Д - дальность от ЛА до наземного объекта;
φГT - требуемое значение бортового пеленга (угла упреждения), при котором обеспечивается требуемое разрешение ΔlТ в горизонтальной плоскости:
φГ - фактическое значение бортового пеленга наземного объекта в горизонтальной плоскости;
jГ - поперечное ускорение ЛА в горизонтальной плоскости;
εГ - угол визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости.
The geometric relationships between the coordinates of the absolute and relative motion of the aircraft and the ground object in the horizontal plane using the proposed guidance method are shown in FIG. 3, on it:
XOZ - terrestrial non-rotating coordinate system;
About LA - the current location of the aircraft;
About BUT - the current position of the ground object:
V BUT is a vector characterizing the speed and direction of movement of a ground object;
V T and V are the required and actual values of the velocity vectors of the induced aircraft;
D is the range from the aircraft to the ground object;
φ ГT is the required value of the side bearing (lead angle) at which the required resolution Δl T in the horizontal plane is provided:
φ G - the actual value of the side bearing of the ground object in the horizontal plane;
j G is the lateral acceleration of the aircraft in the horizontal plane;
ε G is the angle of sight of the ground object in the horizontal plane.

Анализируя геометрические связи абсолютных и относительных фазовых координат можно получить соотношения:

Figure 00000011

Figure 00000012

где φГ - бортовой пеленг наземного объекта в горизонтальной плоскости,
ωГ - угловая скорость линии визирования в горизонтальной плоскости,
Д - дальность от ЛА до наземного объекта,
VСБ - скорость сближения ЛА с наземным объектом,
jГ - поперечное ускорение ЛА в горизонтальной плоскости,
Figure 00000013
- соответственно шумы возмущений по бортовому пеленгу наземного объекта и угловой скорости линии визирования. При получении (5), (6) было учтено, что
Figure 00000014
и тот факт, что поперечное ускорение наземного объекта равно нулю.By analyzing the geometric relationships of the absolute and relative phase coordinates, we can obtain the relations:
Figure 00000011

Figure 00000012

where φ G - side bearing of a ground object in the horizontal plane,
ω G - the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane,
D is the range from the aircraft to the ground object,
V SB - the speed of approach of the aircraft with a ground object,
j G - transverse acceleration of the aircraft in the horizontal plane,
Figure 00000013
- respectively, disturbance noises along the side bearing of the ground object and the angular velocity of the line of sight. Upon receipt of (5), (6), it was taken into account that
Figure 00000014
and the fact that the lateral acceleration of a ground object is zero.

Для оценки эффективности предлагаемого способа наведения было проведено моделирование системы наведения ЛА на наземный объект. В процессе моделирования были приняты следующие допущения:
в качестве одного из показателей качества функционирования алгоритма траекторного управления был принят текущий промах в горизонтальной плоскости, который определялся по соотношению

Figure 00000015

где Д - дальность от ЛА до наземного объекта,
ωГ - угловая скорость линии визирования в горизонтальной плоскости,
VСБ - скорость сближения ЛА с наземным объектом;
текущее значение линейного разрешения в горизонтальной плоскости определялось соотношением
Figure 00000016

где Д - дальность от ЛА до наземного объекта,
V - скорость наводимого ЛА,
λ - длина волны БРЛС,
ΔF - полоса пропускания доплеровского фильтра,
φГ - бортовой пеленг наземного объекта в горизонтальной плоскости,
ωГ - угловая скорость линии визирования в горизонтальной плоскости;
шумы возмущений в (5), (6) отсутствуют и управление передается безынерционно:
скорость наземного объекта равна нулю.To assess the effectiveness of the proposed guidance method, a simulation was conducted of the aircraft guidance system on a ground object. In the modeling process, the following assumptions were made:
as one of the indicators of the quality of the functioning of the trajectory control algorithm, the current miss in the horizontal plane was adopted, which was determined by the ratio
Figure 00000015

where D is the distance from the aircraft to the ground object,
ω G - the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane,
V SB - the speed of approach of the aircraft with a ground object;
the current value of the linear resolution in the horizontal plane was determined by the ratio
Figure 00000016

where D is the distance from the aircraft to the ground object,
V is the speed of the induced aircraft,
λ is the radar wavelength,
ΔF is the bandwidth of the Doppler filter,
φ G - side bearing of a ground object in the horizontal plane,
ω G is the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane;
disturbance noises in (5), (6) are absent and control is transmitted inertialessly:
the speed of the ground object is zero.

Целью моделирования являлось исследование возможностей предложенного способа наведения по обеспечению требуемого линейного разрешения в горизонтальной плоскости и требуемой точности наведения. Исследование проводилось в несколько этапов. На первом этапе исследовалось влияние величин коэффициентов qφ,qω и kj, учитывающих требования к точности и экономичности, на функционирование алгоритма траекторного управления. На втором этапе исследовалось влияние величины требуемого линейного разрешения ΔlT.
Исследования производились посредством моделирования во времени следующих зависимостей: Д - дальности от ЛА до наземного объекта, φГ - бортового пеленга наземного объекта в горизонтальной плоскости, ωГ - угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости, ΔГ - параметра рассогласования в горизонтальной плоскости, Δl - текущего линейного разрешения, h - текущего промаха и x, z - координат ЛА в земной неподвижной системе координат XOZ. При этом φГ и ωГ и вычислялись по (5), (6) с использованием метода Эйлера первого порядка, сигнал управления - по (3), (4), текущее линейное разрешение - по (8), текущий промах - по (7), а текущее местоположение ЛА определялось путем счисления координат.
The purpose of the simulation was to study the capabilities of the proposed guidance method to provide the required linear resolution in the horizontal plane and the required accuracy of guidance. The study was carried out in several stages. At the first stage, the influence of the values of the coefficients q φ , q ω and k j , taking into account the requirements for accuracy and economy, on the functioning of the trajectory control algorithm was studied. At the second stage, the influence of the required linear resolution Δl T was studied.
The studies were carried out by time modeling of the following dependences: D is the range from the aircraft to the ground object, φ G is the side bearing of the ground object in the horizontal plane, ω G is the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane, Δ G is the parameter of the mismatch in the horizontal plane, Δl - the current linear resolution, h - the current miss and x, z - the coordinates of the aircraft in the Earth's fixed coordinate system XOZ. Moreover, φ Г and ω Г were calculated by (5), (6) using the first-order Euler method, the control signal by (3), (4), the current linear resolution by (8), and the current miss by ( 7), and the current location of the aircraft was determined by reckoning coordinates.

При моделировании полагалось (если специально не оговорено), что начальное значение дальности от ЛА до наземного объекта Д0 = 15 000 м, начальное положение ЛА в плоскости XOZ определялось координатами x0 = 15 000 м, Z0 = 0 м, положение наземного объекта определялось координатами xНО = 0 м, ZНО = 0 м, длина волны БРЛС λ = 0,008 м, полоса пропускания доплеровского фильтра ΔF = 40 Гц, требуемое линейное разрешение в горизонтальной плоскости ΔlT = 10 м.In the simulation, it was assumed (unless specifically stated) that the initial value of the distance from the aircraft to the ground object is D 0 = 15,000 m, the initial position of the aircraft in the XOZ plane was determined by the coordinates x 0 = 15,000 m, Z 0 = 0 m, the position of the ground object was determined by the coordinates x HO = 0 m, Z HO = 0 m, the radar wavelength λ = 0.008 m, the Doppler filter passband ΔF = 40 Hz, the required linear resolution in the horizontal plane Δl T = 10 m.

Результаты моделирования приведены на фиг. 4-15: на фиг. 4, 7, 10, 13 приведены зависимости текущего линейного разрешения Δl от времени наведения, на фиг. 5, 8, 11, 14 - зависимости текущего промаха h от времени наведения, а на фиг. 6, 9, 12, 15 - траектории наведения в системе координат XOZ. The simulation results are shown in FIG. 4-15: in FIG. 4, 7, 10, 13 show the dependences of the current linear resolution Δl on the guidance time, in FIG. 5, 8, 11, 14 - the dependence of the current miss h on the guidance time, and in FIG. 6, 9, 12, 15 - guidance trajectories in the XOZ coordinate system.

На фиг. 4 - 6 приведены результаты исследований влияния коэффициента qφ, определяющего точность наведения по бортовому пеленгу на функционирование алгоритма траекторного управления. На этих фигурах сплошная линия соответствует qφ= qφ1, пунктирная - qφ= qφ2, штрихпунктирная - qφ= qφ3(qφ1<qφ2<qφ3). На фиг. 7 - 9 приведены результаты исследований влияния коэффициента qω, определяющего точность наведения по угловой скорости линии визирования на основные показатели функционирования алгоритма траекторного управления. На этих фигурах сплошной линии соответствует qω= qω1, пунктирной -

Figure 00000017
штрихпунктирной - qω= qω3(qω1<qω2<qω3). На фиг. 10-12 приведены результаты исследований влияния коэффициента kj, определяющего экономичность наведения на функционирование алгоритма траекторного управления. На этих фигурах сплошная линия соответствует kj=kj1, пунктирная - kj= kj2, штрихпунктирная - kj = kj3 (kj1 < kj2 < kj3).In FIG. Figures 4-6 show the results of studies of the influence of the coefficient q φ , which determines the accuracy of guidance on the side bearing on the functioning of the trajectory control algorithm. In these figures, the solid line corresponds to q φ = q φ1, dashed - q φ = q φ2, dot-dash - q φ = q φ3 (q φ1 <q φ2 <q φ3). In FIG. Figures 7 - 9 show the results of studies of the influence of the coefficient q ω , which determines the accuracy of pointing along the angular velocity of the line of sight on the main indicators of the functioning of the trajectory control algorithm. In these figures, the solid line corresponds to q ω = q ω1 , the dashed -
Figure 00000017
dash-dotted - q ω = q ω3 (q ω1 <q ω2 <q ω3 ). In FIG. 10-12 are the results of studies of the influence of the coefficient k j , which determines the efficiency of guidance on the functioning of the trajectory control algorithm. In these figures, the solid line corresponds to k j = k j1, dashed - k j = k j2, dot-dash - k j = k j3 (k j1 <k j2 <k j3).

Анализ результатов первого этапа исследований позволяет сделать следующие выводы:
увеличение коэффициента qφ приводит к более быстрой отработке начальных ошибок по бортовому пеленгу, при этом возрастает значение сигнала управления на начальном этапе, как следствие этого траектория ракеты больше отклоняется от прямолинейной, при этом более продолжительно стабилизируется требуемое линейное разрешение:
увеличение коэффициента qω практически не влияет на начальный участок наведения, однако на конечном участке приводит к более быстрому стремлению текущего значения угловой скорости линии визирования к требуемому нулевому значению (при ωГ = 0 текущий промах равен нулю (7)), тем самым более быстро выбирается текущий промах, при этом в целом на траекторию наведения qω влияет мало:
величина коэффициента kj, поскольку он входит как в вес ошибки наведения по бортовому пеленгу, так и в вес ошибки наведения по угловой скорости линии визирования, оказывает влияние на всем протяжении участка наведения ЛА. При этом уменьшение kj на начальном этапе приводит к более быстрой отработке начальных ошибок по требуемому бортовому пеленгу, а на конечном - к более быстрой отработке ошибок по угловой скорости линии визирования. Все эти обстоятельства приводят к тому, что лучше стабилизируется требуемое значение линейного разрешения, причем на начальном участке траектория наведения более сильно отклоняется от прямолинейной, а на конечном - ЛА быстрее выводится на наземный объект.
Analysis of the results of the first stage of research allows us to draw the following conclusions:
an increase in the coefficient q φ leads to a faster development of the initial errors on the side bearing, while the value of the control signal at the initial stage increases, as a result of which the missile trajectory deviates more from the straight line, while the required linear resolution is more stable:
an increase in the coefficient q ω practically does not affect the initial guidance portion, however, in the final portion it leads to a faster tendency of the current value of the angular velocity of the line of sight to the required zero value (at ω Г = 0, the current miss is zero (7)), thereby more quickly the current miss is selected, while on the whole, the guidance path q ω is affected a little:
the value of the coefficient k j , since it is included both in the weight of the guidance error along the side bearing and in the weight of the guidance error in the angular velocity of the line of sight, affects the entire length of the guidance section of the aircraft. Moreover, a decrease in k j at the initial stage leads to a faster development of the initial errors in the required on-board bearing, and at the final stage, to a faster development of errors in the angular velocity of the line of sight. All these circumstances lead to the fact that the required value of the linear resolution is better stabilized, and in the initial section the guidance path deviates more from the straight line, and in the final one, the aircraft is faster displayed on the ground object.

Результаты исследований влияния величины требуемого линейного разрешения ΔlT на функционирование алгоритма траекторного управления приведены на фиг. 13-15. На этих фигурах сплошная линия соответствует ΔlT = 7 м, пунктирная ΔlT = 10 м, штрихпунктирная - ΔlT = 13 м. Анализ результатов второго этапа исследований позволяет сделать следующее заключение: уменьшение требуемого разрешения ΔlT существенным образом увеличивает отклонение траектории ЛА от прямолинейной - так, при ΔlT = 13 м максимальное боковое отклонение от прямолинейной траектории составляет zmax ≈ 1750 м, при ΔlT= 10м-zmax≈ 2400 м, а при ΔlT= 7м-zmax≈ 4250 м.
В целом по результатам моделирования заявляемого способа наведения можно сделать следующие выводы.
The results of studies of the effect of the required linear resolution Δl T on the functioning of the trajectory control algorithm are shown in FIG. 13-15. In these figures, the solid line corresponds to Δl T = 7 m, the dashed Δl T = 10 m, and the dot-dash line Δl T = 13 m. Analysis of the results of the second stage of studies allows us to draw the following conclusion: decreasing the required resolution Δl T significantly increases the deviation of the aircraft trajectory from the straight line - so, at Δl T = 13 m, the maximum lateral deviation from the straight path is z max ≈ 1750 m, at Δl T = 10 m-z max ≈ 2400 m, and at Δl T = 7 m-z max ≈ 4250 m.
In General, according to the simulation results of the proposed guidance method, we can draw the following conclusions.

Результаты моделирования подтвердили работоспособность предлагаемого способа наведения ЛА на наземные объекты. The simulation results confirmed the efficiency of the proposed method of targeting aircraft on ground objects.

Предлагаемый способ позволяет обеспечить на начальном участке наведения стабилизацию требуемого линейного разрешения в горизонтальной плоскости, а на конечном участке минимизацию текущего промаха ЛА. The proposed method allows for the stabilization of the required linear resolution in the horizontal plane at the initial guidance site, and the current missed aircraft minimization at the final site.

Варьирование величинами коэффициентов, учитывающих требования к точности и экономичности, дает возможность достаточно просто и плавно перераспределять приоритеты в наведении между обеспечением требуемого линейного разрешения по азимуту в горизонтальной плоскости и допустимыми промахами ЛА и позволяет достичь приемлемого качества функционирования предлагаемого способа наведения в целом. Varying the values of the coefficients that take into account the requirements for accuracy and economy makes it possible to fairly easily and smoothly redistribute priorities in guidance between ensuring the required linear resolution in azimuth in the horizontal plane and allowable misses of the aircraft and allows achieving an acceptable quality of functioning of the proposed guidance method as a whole.

Использование изобретения по сравнению с прототипом за счет введения дополнительного адаптивного угла упреждения и коэффициентов усиления, адаптивно учитывающих условия применения, а также требования к точности и экономичности процесса наведения позволит, как показало моделирование, одновременно обеспечить высокую точность и экономичность наведения при стабилизации требуемого линейного разрешения по азимуту в горизонтальной плоскости при использовании в БРЛС режимов СА или ДОЛ. The use of the invention in comparison with the prototype due to the introduction of an additional adaptive lead angle and gain factors that adaptively take into account the application conditions, as well as the requirements for accuracy and cost-effectiveness of the guidance process will allow, as the simulation showed, to simultaneously provide high accuracy and cost-effectiveness of guidance while stabilizing the required linear resolution with azimuth in the horizontal plane when using in radar systems CA or DOL.

Кроме того, использование заявленного способа наведения ЛА на наземные объекты не налагает никаких дополнительных ограничений на элементную базу и не предъявляет никаких существенных требований к быстродействию и объему памяти вычислителей. In addition, the use of the claimed method of pointing aircraft to ground objects does not impose any additional restrictions on the element base and does not impose any significant requirements on the speed and memory size of the computers.

Литература
1. Меркулов В.И., Лепин В.Н. Авиационные системы радиоуправления, ч.1, ч.2. - М.: Радио и связь, 1997.
Literature
1. Merkulov V.I., Lepin V.N. Aircraft radio control systems, part 1, part 2. - M .: Radio and communications, 1997.

Claims (1)

Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты, заключающийся в том, что измеряют значения бортового пеленга наземного объекта и угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости, формируют сигнал управления в горизонтальной плоскости в виде суммы взвешенных на соответствующие коэффициенты усиления значений бортового пеленга наземного объекта и угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости, отличающийся тем, что измеряют значения дальности от наводимого летательного аппарата (ЛА) до наземного объекта и скорости их сближения, а также значения скорости наводимого ЛА и его ускорения в горизонтальной плоскости, формируют сигнал управления в горизонтальной плоскости по соотношению
Figure 00000018

где ΔГ - сигнал управления в горизонтальной плоскости;
qφГ, qωГ - коэффициенты, определяющие точность наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости;
k - коэффициент, определяющий экономичность наведения в горизонтальной плоскости;
Д - значение дальности от наводимого ЛА до наземного объекта;
VСБ - значение скорости сближения наводимого ЛА с наземным объектом;
φГ - значение бортового пеленга в горизонтальной плоскости;
ωГ - значение угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости;
jГ - значение поперечного ускорения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости;
φГТ - требуемый угол упреждения, обеспечивающий требуемое линейное разрешение в горизонтальной плоскости, который рассчитывают по соотношению
Figure 00000019

где λ - длина волны бортовой радиолокационной станции;
ΔF - полоса пропускания доплеровского фильтра;
V - значение скорости наводимого ЛА;
ΔlТ - требуемое линейное разрешение в горизонтальной плоскости.
A method of guiding aircraft to ground objects, which consists in measuring the side bearing of a ground object and the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane, generating a control signal in the horizontal plane as the sum of the weighted values of the side bearing of the ground object and the angular velocity line of sight in the horizontal plane, characterized in that they measure the range from the induced aircraft (LA) to ground of the object and the speed of convergence, and the values of the velocity induced by the aircraft and its acceleration in the horizontal plane, generating a control signal in a horizontal plane by the ratio
Figure 00000018

where Δ G is the control signal in the horizontal plane;
q φГ , q ωГ - coefficients that determine the accuracy of guidance along the side bearing and the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane;
k - coefficient determining the efficiency of pointing in the horizontal plane;
D is the value of the distance from the induced aircraft to the ground object;
V SB - the value of the convergence rate of the induced aircraft with a ground object;
φ G - the value of the side bearing in the horizontal plane;
ω G - the value of the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane;
j G - the value of the lateral acceleration of the induced aircraft in the horizontal plane;
φ GT - the required lead angle, providing the required linear resolution in the horizontal plane, which is calculated by the ratio
Figure 00000019

where λ is the wavelength of the airborne radar station;
ΔF is the bandwidth of the Doppler filter;
V is the value of the speed of the induced aircraft;
Δl T is the required linear resolution in the horizontal plane.
RU99101307A 1999-01-19 1999-01-19 Method for homing of flight vehicles on ground targets RU2164654C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU99101307A RU2164654C2 (en) 1999-01-19 1999-01-19 Method for homing of flight vehicles on ground targets

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU99101307A RU2164654C2 (en) 1999-01-19 1999-01-19 Method for homing of flight vehicles on ground targets

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU99101307A RU99101307A (en) 2000-11-27
RU2164654C2 true RU2164654C2 (en) 2001-03-27

Family

ID=20215003

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU99101307A RU2164654C2 (en) 1999-01-19 1999-01-19 Method for homing of flight vehicles on ground targets

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2164654C2 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2466344C1 (en) * 2011-05-16 2012-11-10 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Исследовательский Институт "Экран" Self-guidance device
RU2504814C1 (en) * 2012-09-06 2014-01-20 Алексей Вячеславович Бытьев Control method of unmanned aircraft movement
RU2521890C2 (en) * 2012-08-17 2014-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" Method of guiding aircraft to ground object
RU2586399C2 (en) * 2014-11-05 2016-06-10 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства Обороны Российской Федерации Method for combination of guiding aircraft
RU2714531C1 (en) * 2018-10-08 2020-02-18 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method for homing to ground target

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
МЕРКУЛОВ В.И., ЛЕПИН В.Н. Авиационные системы радиоуправления, ч.1. - М.: Радио и связь, 1997, с. 182. *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2466344C1 (en) * 2011-05-16 2012-11-10 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Научно-Исследовательский Институт "Экран" Self-guidance device
RU2521890C2 (en) * 2012-08-17 2014-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" Method of guiding aircraft to ground object
RU2504814C1 (en) * 2012-09-06 2014-01-20 Алексей Вячеславович Бытьев Control method of unmanned aircraft movement
RU2586399C2 (en) * 2014-11-05 2016-06-10 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства Обороны Российской Федерации Method for combination of guiding aircraft
RU2714531C1 (en) * 2018-10-08 2020-02-18 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method for homing to ground target

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10072908B2 (en) Missile seeker and guidance method
JP6328789B2 (en) Method and apparatus for determining angle of arrival (AOA) in a radar warning receiver
US7994971B2 (en) GPS-based measurement of roll rate and roll angle of spinning platforms
JPH045155B2 (en)
JPH044557B2 (en)
EP2310872B1 (en) Radar tracking system
US9429660B2 (en) Single antenna GPS measurement of roll rate and roll angle of spinning platform
RU2411538C2 (en) Method of determining error in measuring aircraft velocity with inertial navigation system and onboard navigation system for realising said method
CN108267736A (en) A kind of GEO SAR staring imagings mode orientation fuzziness determines method
US6747593B1 (en) Generalized clutter tuning for bistatic radar systems
RU2521890C2 (en) Method of guiding aircraft to ground object
RU2303229C1 (en) Method for formation of stabilization and homing signal of movable carrier and on-board homing system for its realization
RU2164654C2 (en) Method for homing of flight vehicles on ground targets
RU2408847C1 (en) Self-guidance method of aircrafts to hypersonic targets
RU2308093C1 (en) Method of control of flying vehicles in heading by means of two-position radar system
RU2148235C1 (en) Method for proportional guidance of flight vehicles on ground objects
RU2660159C1 (en) Method of side-looking airborne radar determination of aircraft demolition angle
RU2229671C1 (en) Method for guidance of flight vehicles on ground objects
RU2261411C1 (en) Method of proportional guidance of aircrafts at ground targets
US20230266456A1 (en) Systems and methods of target detection
RU2220397C1 (en) Method for guidance of flight vehicles on ground targets at semi-active synthesizing of antenna aperture
Fathi et al. Adaptive Fusion of Inertial Navigation System and Tracking Radar Data
RU2525650C2 (en) Method of guiding aircraft to ground facilities
CN113759954A (en) Composite guidance method for maneuvering target
RU2253082C1 (en) Method for guidance of flight vehicle to separate air target in formation of compact group of targets

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20090120