RU2210801C1 - Multi-purpose method of guidance of aircraft on ground targets - Google Patents

Multi-purpose method of guidance of aircraft on ground targets Download PDF

Info

Publication number
RU2210801C1
RU2210801C1 RU2002104460A RU2002104460A RU2210801C1 RU 2210801 C1 RU2210801 C1 RU 2210801C1 RU 2002104460 A RU2002104460 A RU 2002104460A RU 2002104460 A RU2002104460 A RU 2002104460A RU 2210801 C1 RU2210801 C1 RU 2210801C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
horizontal plane
target
aircraft
angular velocity
sight
Prior art date
Application number
RU2002104460A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Е.И. Кононов
А.И. Канащенков
В.И. Меркулов
О.Ф. Самарин
В.В. Францев
В.С. Чернов
А.И. Шуклин
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Корпорация "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 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" filed Critical Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения"
Priority to RU2002104460A priority Critical patent/RU2210801C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2210801C1 publication Critical patent/RU2210801C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: guidance systems; self-guidance systems of aircraft on ground targets. SUBSTANCE: relative bearing and angular velocity of target sight line in horizontal plane are determined by means of relative relationships depending on mode of operation of on-board radar system from moment of detection till use of destructive means. Signal of control in horizontal plane is shaped in form of algebraic sum of lateral acceleration of guided aircraft and guidance error at respective coefficients by relative bearing and angular velocity of target sight line in horizontal plane by law given in Specification. Proposed method makes it possible to use one law of aircraft control for bringing the aircraft to point at given range at preset relative bearing and at required angular velocity of target sight line for use of different destructive means at any mode of operation of on-board radar system. Besides that, required linear resolving power is ensure. EFFECT: enhanced accuracy of guidance; proper engagement of various modes of operation. 14 dwg

Description

Текст описания в факсимильном виде (см. чертежи) Тж Description text in facsimile form (see drawings)

Claims (1)

Универсальный способ наведения самолетов на наземные цели, заключающийся в том, что одновременно измеряют значения бортового пеленга наземной цели, угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости, дальности от наводимого самолета до наземной цели и скорости их сближения, путевой скорости и угла сноса наводимого самолета, а также поперечного ускорения наводимого самолета в горизонтальной плоскости, потом определяют требуемые значения бортового пеленга и угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости, отличающийся тем, что требуемые значения бортового пеленга и угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости определяют по нижеприведенным соотношениям в зависимости от режима работы бортовой радиолокационной системы (БРЛС) от момента обнаружения цели до применения средств поражения, и формируют сигнал управления в горизонтальной плоскости в виде алгебраической суммы значения поперечного ускорения наводимого самолета и взвешенных на соответствующие коэффициенты усиления значений ошибок наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости по закону
Figure 00000002

в котором Δг - сигнал управления самолетом в горизонтальной плоскости;
qφг, qωг - коэффициенты, определяющие точность наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости;
kjг - коэффициент, определяющий экономичность наведения в горизонтальной плоскости;
Д - значение дальности от наводимого самолета до наземной цели;
VСБ - значение скорости сближения наводимого самолета с наземной целью;
jГ - значение поперечного ускорения наводимого самолета в горизонтальной плоскости;
φг - значение бортового пеленга цели в горизонтальной плоскости;
ωг - значение угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости;
φгт - требуемые значения бортового пеленга цели в горизонтальной плоскости, зависящие от режимов работы БРЛС;
ωгт - требуемые значения угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости, зависящие от режимов работы БРЛС и типа применяемого средства поражения, причем в режиме обычного луча (ОЛ) требуемые значения бортового пеленга и угловой скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости при выводе самолета на цель определяют как
φгт = φсн, ωгт = 0,
а при выводе самолета в точку переключения бортовой радиолокационной системы (БРЛС) в режим доплеровского "обужения" луча (ДОЛ), либо фокусированного синтезирования апертуры (ФСА) антенны - как
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005

далее в режиме ДОЛ (ФСА) при выводе самолета на цель - как
Figure 00000006

при выводе самолета в точку захвата цели радиолокационной головкой самонаведения (РГС) ракеты, функционирующей в режиме ДОЛ (ФСА), - как
Figure 00000007

Figure 00000008

а при дальнейшем полете самолета от момента захвата цели РГС, функционирующей в режиме ДОЛ (ФСА), до момента пуска ракеты - как
Figure 00000009

Figure 00000010

где φcн - угол сноса наводимого самолета за счет ветра;
Д - значение дальности от наводимого самолета до наземной цели;
V - значение путевой скорости наводимого самолета;
Дз и φз - значения дальности до цели и бортового пеленга цели в горизонтальной плоскости на момент вывода самолета в точку перехода БРЛС в режим ДОЛ (ФСА);
λ - длина волны БРЛС;
λp - длина волны РГС;
ΔF - полоса пропускания доплеровского фильтра БРЛС:
ΔFp - полоса пропускания доплеровского фильтра РГС;
Δlт - требуемое значение линейного разрешения по углу в горизонтальной плоскости БРЛС;
Δlтр - требуемое значение линейного разрешения по углу в горизонтальной плоскости РГС.A universal method of guiding planes to ground targets, which consists in simultaneously measuring the values of the ground bearing of the ground target, the angular velocity of the line of sight of the target in the horizontal plane, the distance from the guided plane to the ground target and the speed of their approach, ground speed and drift angle of the guided plane, as well as the lateral acceleration of the induced aircraft in the horizontal plane, then determine the required values of the side bearing and the angular velocity of the line of sight of the target in the horizontal plane bones, characterized in that the required values of the side bearing and the angular velocity of the line of sight of the target in the horizontal plane are determined by the following ratios, depending on the operating mode of the airborne radar system (BRL) from the moment the target is detected to the use of weapons, and form a control signal in the horizontal plane in the form of an algebraic sum of the lateral acceleration values of the induced aircraft and weighted by the corresponding amplification factors of the values of the guidance errors on board vomu bearing and the angular velocity of the line of sight on the horizontal plane under the law
Figure 00000002

in which Δ g is the aircraft control signal in the horizontal plane;
q φg , q ωg - coefficients that determine the accuracy of guidance on the side bearing and the angular velocity of the line of sight of the target in the horizontal plane;
k jг - coefficient determining the efficiency of guidance in the horizontal plane;
D is the value of the distance from the induced aircraft to the ground target;
V SB - the value of the approach speed of the induced aircraft with a ground target;
j G - the value of the lateral acceleration of the induced aircraft in the horizontal plane;
φ g - the value of the side bearing of the target in the horizontal plane;
ω g - the value of the angular velocity of the line of sight of the target in the horizontal plane;
φ gt - the required values of the side bearing of the target in the horizontal plane, depending on the operating modes of the radar;
ω rm are the required values of the angular velocity of the target line of sight in the horizontal plane, depending on the operating modes of the radar and the type of weapon used, and in the conventional beam (OL), the required values of the side bearing and the angular velocity of the line of sight of the target in the horizontal plane when the aircraft is brought to goal is defined as
φ gt = φ sn , ω gt = 0,
and when the aircraft is brought to the point where the onboard radar system (BRL) is switched to Doppler beam narrowing (DOL) mode, or focused antenna aperture synthesis (PSA) - as
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005

further in the VOLUME (FSA) mode when the aircraft is brought to the target - as
Figure 00000006

when the aircraft is brought to the target capture point by a homing radar (RGS) of a rocket operating in the VOL (FSA) mode, as
Figure 00000007

Figure 00000008

and with further flight of the aircraft from the moment of capturing the target of the CWG operating in the VOL (FSA) mode, until the launch of the rocket - as
Figure 00000009

Figure 00000010

where φ sn - the drift angle of the induced aircraft due to wind;
D is the value of the distance from the induced aircraft to the ground target;
V is the value of the ground speed of the induced aircraft;
D z and φ z are the values of the distance to the target and the side bearing of the target in the horizontal plane at the time of the aircraft’s withdrawal at the point of transition of the radar to the DOL mode (FSA);
λ is the radar wavelength;
λ p is the wavelength of the CWG;
ΔF - bandwidth of the Doppler filter radar:
ΔF p - bandwidth of the Doppler filter of the CWG;
Δl t - the required value of the linear resolution of the angle in the horizontal plane of the radar;
Δl tr - the required value of the linear resolution of the angle in the horizontal plane of the CSG.
RU2002104460A 2002-02-21 2002-02-21 Multi-purpose method of guidance of aircraft on ground targets RU2210801C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2002104460A RU2210801C1 (en) 2002-02-21 2002-02-21 Multi-purpose method of guidance of aircraft on ground targets

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2002104460A RU2210801C1 (en) 2002-02-21 2002-02-21 Multi-purpose method of guidance of aircraft on ground targets

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2210801C1 true RU2210801C1 (en) 2003-08-20

Family

ID=29246413

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2002104460A RU2210801C1 (en) 2002-02-21 2002-02-21 Multi-purpose method of guidance of aircraft on ground targets

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2210801C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2521890C2 (en) * 2012-08-17 2014-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" Method of guiding aircraft to ground object
RU2664258C2 (en) * 2016-10-07 2018-08-15 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации Method of aircraft ground targeting by radar data with antenna aperture synthesization

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2521890C2 (en) * 2012-08-17 2014-07-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" Method of guiding aircraft to ground object
RU2664258C2 (en) * 2016-10-07 2018-08-15 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации Method of aircraft ground targeting by radar data with antenna aperture synthesization

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8939081B1 (en) Ladar backtracking of wake turbulence trailing an airborne target for point-of-origin estimation and target classification
EP1718918B1 (en) Rf attitude measurement system and method
KR960014821B1 (en) Autonomous precision weapon delivery system and method using synthetic array radar
US6653972B1 (en) All weather precision guidance of distributed projectiles
TWI643045B (en) Gl0bal positioning system independent navigation systems, self-guided aerial vehicles and methods for guiding an inflight self-guided aerial vehicle
US8415596B2 (en) Method and apparatus for determining a location of a flying target
US20130151040A1 (en) Low-altitude altimeter and method
SE456036B (en) SET AND DEVICE TO CONTROL A CANNON EXTENDABLE PROJECTILE TO A TARGET
US20130001354A1 (en) GPS independent guidance sensor system for gun-launched projectiles
RU2468327C1 (en) Method of launching missile with laser semi-active-guidance head
RU2408846C1 (en) Method of command guidance of aircraft to ground targets
US11815335B2 (en) Guided munition systems for detecting off-axis targets
Hu et al. Modeling and analyzing point cloud generation in missile-borne LiDAR
RU2284444C2 (en) Guidance system of far-zone high-accuracy weapon
RU2210801C1 (en) Multi-purpose method of guidance of aircraft on ground targets
US4971266A (en) Guiding method and on-board guidance system for a flying body
US5373318A (en) Apparent size passive range method
RU2325306C1 (en) Method of data computing system operation of missile and device for its implementation
US5367333A (en) Passive range measurement system
RU2290681C1 (en) Complex of onboard equipment of systems for controlling unmanned aircraft
JP3566182B2 (en) Target position estimation device
RU2335730C2 (en) Method of missile command signal formation
Broome et al. Demonstration of advanced solid state ladar (DASSL)
Snyder et al. INS/GPS operational concept demonstration (OCD) high gear program
JP3528316B2 (en) Flying body equipment

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE

Effective date: 20170727