RU2229671C1 - Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты - Google Patents

Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты Download PDF

Info

Publication number
RU2229671C1
RU2229671C1 RU2003106199/02A RU2003106199A RU2229671C1 RU 2229671 C1 RU2229671 C1 RU 2229671C1 RU 2003106199/02 A RU2003106199/02 A RU 2003106199/02A RU 2003106199 A RU2003106199 A RU 2003106199A RU 2229671 C1 RU2229671 C1 RU 2229671C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
horizontal plane
ground object
aircraft
guidance
value
Prior art date
Application number
RU2003106199/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2003106199A (ru
Inventor
Г.А. Соловьев (RU)
Г.А. Соловьев
Г.В. Анцев (RU)
Г.В. Анцев
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс"
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 "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс"
Priority to RU2003106199/02A priority Critical patent/RU2229671C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2229671C1 publication Critical patent/RU2229671C1/ru
Publication of RU2003106199A publication Critical patent/RU2003106199A/ru

Links

Images

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты. Сущность изобретения заключается в том, что измеряют скорость ЛА, дальность до наземного объекта, угол между направлением вектора скорости ЛА и направлением на наземный объект, а также поперечное ускорение ЛА в горизонтальной плоскости. Формируют сигнал управления в горизонтальной плоскости при реализации пропорционального наведения на движущийся в горизонтальной плоскости виртуальный наземный объект. Начальное положение и параметры движения последнего задаются исходя из условий обеспечения требуемой криволинейной траектории наведения ЛА на реальный наземный объект с помощью бортовых радиолокационных средств, использующих синтезирование апертуры антенны или доплеровское обужение луча диаграммы направленности антенны. Реализация изобретения позволяет обеспечить высокую точность формирования криволинейной траектории наведения ЛА на наземный объект, стабилизацию требуемого линейного азимутального разрешения в горизонтальной плоскости, а также высокую точность и экономичность наведения. 8 ил.

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 и использующих синтезирование апертуры (СА) антенны или доплеровское обужение луча (ДОЛ) диаграммы направленности антенны.
Под способом наведения аналогично [1, 2] понимается закон формирования требуемой фазовой траектории наводимого объекта, определяемый правилом (алгоритмом) формирования сигналов траекторного управления.
При рассмотрении способов наведения сигналы траекторного управления боковым и продольным движениями ЛА определяются [3, стр.61] требуемыми значениями его бокового и нормального ускорений и считаются пропорциональными параметрам рассогласования
Figure 00000002
Figure 00000003
где Δб, Δн - параметры бокового и нормального рассогласований соответственно;
jб, jн - значения бокового и нормального ускорений;
Jбт, jнт - требуемые значения бокового и нормального ускорений.
Специфической особенностью самонаведения ЛА с бортовыми радиолокационными средствами, использующими режимы СА антенны и ДОЛ, на наземные объекты является необходимость формирования криволинейных траекторий наведения ЛА в горизонтальной плоскости с целью обеспечения требуемого линейного азимутального разрешения радиолокационных изображений (РЛИ), формируемых БРЛС в указанных режимах при самонаведении ЛА.
При определенных допущениях, указанных в [4, стр.38], для обеспечения требуемого линейного азимутального разрешения траектория движения ЛА должна быть такой, чтобы бортовой пеленг наземного объекта удовлетворял условию
Figure 00000004
где φГТ - требуемый угол в горизонтальной плоскости между линией визирования наземного объекта и направлением вектора скорости ЛА в земной системе координат (требуемый бортовой пеленг наземного объекта);
Д - значение текущей дальности от наводимого ЛА до наземного объекта;
v - значение скорости наводимого ЛА;
ΔF - полоса пропускания доплеровского фильтра в режиме СА (ДОЛ);
λ - длина волны БРЛС;
ΔlТ - требуемое линейное азимутальное разрешение РЛИ на дальности, соответствующей расстоянию от наводимого ЛА до наземного объекта.
Очевидно, что для наземных объектов, скорость изменения положения которых, как правило, пренебрежимо мала по сравнению со скоростью полета наводимого ЛА, траектории наведения ЛА, удовлетворяющие (3), при фиксированных начальных значениях Д и V, детерминированном законе изменения V, а также фиксированных ΔF, λ и Δ1Т определяются единственным образом исходя из требуемых значений φГТ. С учетом этого задача наведения ЛА с БРЛС, использующими режимы СА или ДОЛ, на неподвижные и малоподвижные наземные объекты может рассматриваться как задача формирования криволинейных траекторий наведения, максимально приближенных к требуемым, при априорно заданных ограничениях на боковые ускорения движения ЛА в горизонтальной плоскости.
Известные способы наведения ЛА на наземные объекты основаны на учете угловых ошибок управления (способы прямого наведения) и угловой скорости линии визирования наземного объекта (способы пропорционального наведения).
Одним из основных недостатков способа наведения на наземные объекты, использующего угловые ошибки управления, является низкая точность наведения на конечном участке, в том числе вследствие влияния ветра [5, с.189].
Одним из основных недостатков способов наведения на наземные объекты, основанных на
Figure 00000005
учете угловой скорости линии визирования, является недостаточная управляемость наводимого ЛА на начальных участках траектории наведения (особенно при боковом ветре) при большой дальности до цели, когда угловая скорость линии визирования наземного объекта еще невелика.
В предположении независимости каналов управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях в [1] предложен способ наведения ЛА с бортовыми радиолокационными станциями (БРЛС), использующими режимы СА или ДОЛ, на наземные объекты, в котором для объекта управления, угловое положение которого относительно наземной цели определяется системой уравнений:
Figure 00000006
Figure 00000007
где φГ - бортовой пеленг наземного объекта в горизонтальной плоскости;
ωГ=
Figure 00000008
Г - угловая скорость линии визирования в горизонтальной плоскости;
Д - дальность от ЛА до наземного объекта;
VСБ - скорость сближения ЛА с наземным объектом;
  j Г - поперечное ускорение ЛА в горизонтальной плоскости;
ξφГ, ξωГ - соответственно шумы возмущений по бортовому пеленгу наземного объекта и угловой скорости линии визирования,
измеряют значения дальности от наводимого 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 00000009
где ΔГ - сигнал управления (параметр рассогласования) в горизонтальной плоскости;
qφГ, qωГ - коэффициенты, определяющие точность наведения по бортовому пеленгу и угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости;
kjГ - 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, рассчитываемый в соответствии с соотношением (3).
Недостатками данного способа являются:
- априорное задание штрафов qφГ/kjГ и qωГ/kjГ без учета реальных условий наведения ЛА в каждом конкретном случае;
- необходимость использования различных алгоритмов формирования сигналов траекторного управления движением ЛА при наведении на наземные объекты в режимах работ БРЛС без СА или ДОЛ и с режимами СА или ДОЛ.
Наиболее близким аналогом (прототипом) настоящего изобретения является способ пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты, предложенный в [2], заключающийся в том, что для объекта управления, угловое положение которого относительно наземной цели определяется системой уравнений (4), (5), измеряют значения скорости сближения наводимого летательного аппарата и наземного объекта, угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости, а также поперечного ускорения наводимого летательного аппарата в горизонтальной плоскости, сигнал управления в горизонтальной плоскости формируют по соотношению
Figure 00000010
где N0 - коэффициент, называемый навигационным параметром, рассчитываемый исходя из условия
Figure 00000011
где Д0, ДК - значения дальностей начала и окончания наведения;
(-
Figure 00000012
) - значение скорости сближения наводимого летательного аппарата с наземным объектом;
ΔωГТР - значение требуемого приращения угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости, называемое требуемым смещением;
ωГ - значение угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости;
jГ - значение поперечного ускорения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости.
Требуемое смещение ΔωГТР рассчитывают из условия обеспечения стабилизации требуемого линейного разрешения в горизонтальной плоскости по соотношению
Figure 00000013
где КУСТ - коэффициент, определяющий точность наведения и стабилизацию линейного разрешения в горизонтальной плоскости;
λ, ΔF, ΔιT - имеют тот же смысл, что и в выражении (3).
Из сопоставления выражений (3) и (8) видно, что ΔωГТР ≈
Figure 00000014
ГТ при малых значениях φГТ, а КУСТ ≈ -
Figure 00000015
/V.
К недостаткам известного способа наведения (прототипа) можно отнести то, что на больших расстояниях до наземного объекта, когда ωГ ≈ 0, управление ЛА определяется требуемым смещением ΔωГТР, не учитывающим влияние реальных условий полета, в том числе бокового ветра. По этой причине возможно отклонение реальной траектории полета, наводимого ЛА, от требуемой.
Кроме того, при изменении условий функционирования ЛА, например при изменении начальной дальности от ЛА до наземного объекта, необходимо изменять значение навигационного параметра N0.
Априорное задание значений коэффициента КУСТ в (8) вне взаимосвязи со значениями дальности до наземного объекта и скорости наводимого ЛА может приводить к разбросу параметров формируемых траекторий наведения ЛА в зависимости от значений величин
Figure 00000016
и V в каждом конкретном случае.
Задачей настоящего изобретения является разработка способа наведения летательных аппаратов на наземные объекты, обеспечивающего высокую точность наведения, формирование реальной траектории полета ЛА с высокой требуемой точностью при использовании режимов СА или ДОЛ в БРЛС, инвариантного к дальности начала наведения, совместимого с процессами управления ЛА при работе БРЛС без СА или ДОЛ.
Решение поставленной задачи достигается тем, что реализуется способ пропорционального наведения на виртуальный движущийся наземный объект, координаты которого в земной невращающейся системе координат и угловая скорость визирования формируются в горизонтальной плоскости исходя из условия обеспечения требуемой криволинейной траектории наведения ЛА с БРЛС, использующей СА или ДОЛ, на реальный наземный объект.
Предлагаемый способ наведения осуществляет следующий алгоритм траекторного управления в горизонтальной плоскости
Figure 00000017
где ΔГ - параметр рассогласования в горизонтальной плоскости;
N0 - навигационный параметр;
(-
Figure 00000018
В) - значение скорости сближения наводимого ЛА с виртуальным наземным объектом;
ωГВ - значение угловой скорости линии визирования виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости;
ΔωГСВ - значение смещения угловой скорости линии визирования виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости, необходимое в случае использования для слежения за виртуальным наземным объектом угломерной системы с астатизмом 1-го порядка;
jГ - значение поперечного ускорения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости.
Параметры движения виртуального наземного объекта, по которым определяется значение угловой скорости ΔωГВ линии визирования этого объекта, формируются следующим образом.
Угол визирования виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости определяется выражением
Figure 00000019
где εГ - значение угла визирования реального наземного объекта в горизонтальной плоскости в процессе наведения;
φГТ - требуемое значение смещения направления вектора скорости ЛА относительно линии визирования реального наземного объекта, определяемое в соответствии с выражением (3), исходя из условий обеспечения требуемого линейного разрешения ΔιТ в горизонтальной плоскости;
k1 - коэффициент, определяющий начальное положение линии визирования виртуального наземного объекта и скорость изменения ее направления в горизонтальной плоскости.
Значение скорости сближения наводимого ЛА с виртуальным наземным объектом определяется выражением
Figure 00000020
где V - скорость движения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости;
k2 - коэффициент, определяющий начальную дальность от наводимого ЛА до виртуального наземного объекта и скорость их сближения.
Фиг.1 поясняет геометрические соотношения между координатами абсолютного и относительного движения наводимого ЛА, реального наземного объекта и виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости, где:
XOZ - земная невращающаяся система координат;
ОЛА - текущее расположение ЛА;
ОНО - текущее положение реального наземного объекта;
ОВНО - текущее положение виртуального наземного объекта;
VНО и VВНО - вектора, характеризующие скорость реального наземного объекта и виртуального наземного объекта;
VТ и V - требуемый и фактический вектора скорости ЛА;
φГТ - требуемое значение бортового пеленга реального наземного объекта, определяемое исходя из условий обеспечения требуемого линейного разрешения ΔιT в горизонтальной плоскости;
φГ - фактическое значение бортового пеленга реального наземного объекта в горизонтальной плоскости;
jГ - поперечное ускорение ЛА в горизонтальной плоскости;
εГ и εГВ - углы визирования реального наземного объекта и виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости.
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 - переключатель прием-передача БРЛС;
3 - передатчик БРЛС;
4 - синхронизатор БРЛС;
5 - приемник БРЛС;
6 - автоматический селектор БРЛС;
7 - вычислитель параметров движения виртуального наземного объекта;
8 - вычислитель сигнала управления;
9 - система управления;
10 - летательный аппарат;
11 - измеритель скорости движения ЛА в горизонтальной плоскости;
12 - акселерометр.
На фиг.3 знаком “x” отмечен реальный наземный объект, сплошной линией изображена траектория наведения ЛА, пунктирной линией - траектория движения виртуального наземного объекта, полученные при значении коэффициента k1=1 и скорости сближения (-
Figure 00000021
) наводимого ЛА с виртуальным наземным объектом, равной скорости движения ЛА в горизонтальной плоскости.
На фиг.4 знаком “x” отмечен реальный наземный объект, сплошной линией изображена траектория наведения ЛА, пунктирной линией - траектория движения в горизонтальной плоскости виртуального наземного объекта, полученные при значении коэффициента k1=1,5 и скорости сближения (-
Figure 00000022
) ЛА с виртуальным наземным объектом, в 2 раза меньшей скорости движения ЛА в горизонтальной плоскости (k2=0,5).
Фиг.5-8 иллюстрируют эффективность предлагаемого изобретения.
Рассмотрим, как функционирует один из возможных вариантов системы наведения ЛА на наземные объекты при использовании заявляемого способа наведения (фиг.2).
Моноимпульсная антенная система 1 БРЛС осуществляет излучение зондирующих радиолокационных сигналов, поступающих через переключатель приема-передачи 2 от передатчика 3, управляемого синхронизатором 4 БРЛС, а также прием отраженных сигналов, обеспечивая их пространственную селекцию. Через переключатель приема-передачи 2 БРЛС принимаемые сигналы поступают на вход приемника 5 БРЛС, в котором происходит выделение сигнала от наземного объекта на фоне шумов, за счет узкополосной доплеровской фильтрации при использовании СА или ДОЛ. С выхода приемника 5 сигналы поступают на вход автоматического селектора БРЛС 6, которым осуществляется слежение за сигналом реального наземного объекта, измерение дальности до него, определение его углового пеленга в горизонтальной плоскости за счет моноимпульсной обработки, а также по результатам узкополосной доплеровской фильтрации при использовании СА или ДОЛ и данным о величине скорости ЛА в горизонтальной плоскости, поступающим от измерителя скорости 11, измерение скорости сближения наводимого ЛА и наземного объекта, измерение угловой скорости линии визирования реального наземного объекта в горизонтальной плоскости, управление азимутальным положением моноимпульсной диаграммы направленности антенны.
Измеренные значения поступают в вычислитель 7 параметров движения виртуального наземного объекта БРЛС, в котором исходя из условия (3) обеспечения требуемого бортового пеленга реального наземного объекта вычисляются текущие координаты виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости, определяется угловая скорость линии визирования виртуального наземного объекта, значение смещения угловой скорости линии визирования виртуального наземного объекта, необходимое в случае использования для оценки угловой скорости линии визирования виртуального наземного объекта системы слежения с астатизмом 1-го порядка.
Вычисленные значения суммы ΔωГВ+ωГСВ поступают в вычислитель сигнала управления 8, в котором по соотношению (9) формируют сигнал управления в горизонтальной плоскости, используя данные акселерометра 12, измеряющего собственное поперечное ускорение ЛА в горизонтальной плоскости. В системе управления 9 происходит преобразование сформированного сигнала управления в горизонтальной плоскости в соответствующие управляющие воздействия, которые поступают на управляющие органы самого ЛА 10.
Для оценки эффективности предлагаемого способа наведения было проведено моделирование системы наведения ЛА, угловое положение которого относительно виртуальной наземной цели определяется системой уравнений (4), (5). Целью моделирования являлось исследование возможностей предложенного способа наведения по обеспечению требуемого азимутального линейного разрешения в горизонтальной плоскости и требуемой точности наведения. В процессе моделирования были приняты следующие допущения:
в качестве одного из показателей качества функционирования алгоритма траекторного управления ЛА была принята величина отклонения фактического бортового пеленга наземного объекта в горизонтальной плоскости от требуемого
Figure 00000023
где φГ - фактическое значение бортового пеленга наземного объекта в горизонтальной плоскости;
φГТ - требуемое значение бортового пеленга наземного объекта, соответствующее требуемому линейному азимутальному разрешению ΔlT в горизонтальной плоскости;
в качестве другого показателя качества функционирования алгоритма траекторного управления был принят текущий промах в горизонтальной плоскости, который определялся по соотношению
Figure 00000024
где Д - дальность от ЛА до реального наземного объекта;
εГ=
Figure 00000025
- угловая скорость линии визирования реального наземного объекта в горизонтальной плоскости;
(-
Figure 00000026
) - скорость сближения ЛА с реальным наземным объектом.
Исследования проводились посредством моделирования во времени следующих параметров: Д - дальности от ЛА до реального наземного объекта; ДВ - дальности от ЛА до виртуального наземного объекта; φГ - фактического бортового пеленга наземного объекта в горизонтальной плоскости; φГТ - требуемого бортового пеленга наземного объекта; ХВ, ZВ - координат виртуального наземного объекта в земной неподвижной системе координат XOZ; X, Z - координат ЛА в земной неподвижной системе координат XOZ; εГ, εГВ - углов визирования наземного объекта и виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости; ωГВ - угловой скорости линии визирования виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости; (-
Figure 00000027
) - значения скорости сближения с виртуальным наземным объектом; ΔГ - сигнала управления (параметра рассогласования) в горизонтальной плоскости; h-текущего промаха.
При этом значение φГТ вычислялось по (3), сигнал управления - по (9), величина отклонения фактического бортового пеленга наземного объекта в горизонтальной плоскости от требуемого - по (12), текущий промах - по (13), угол визирования εГВ виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости определялся по (10), скорость сближения (-
Figure 00000028
) с виртуальным наземным объектом - по (11). Угловая скорость линии визирования ωГВ виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости определялась с использованием модели угломера со скоростной коррекцией и индикаторной стабилизацией [5, с.266, рис.10.3] по данным об угле визирования εГВ виртуального наземного объекта, направлении вектора скорости ЛА и бортовом пеленге виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости. Текущее местоположение ЛА определялось путем счисления координат.
Результаты моделирования, приведенные на фиг.3-8, получены в предположении, что начальное значение дальности от ЛА до наземного объекта Д0=15000 м, начальное положение ЛА в плоскости XOZ определялось координатами Х0=ОМ, Z0=ОМ скорость движения ЛА V=250 м/с, начальное направление вектора скорости движения ЛА соответствует направлению оси ОХ системы координат XOZ, положение реального наземного объекта определялось координатами ХНО=14650 м, ZНО=3227 м, длина волны БРЛС λ=0,032 м, полоса пропускания доплеровского фильтра ΔF=7,8 Гц, требуемое линейное разрешение в горизонтальной плоскости ΔιT=35 м, значение навигационного параметра N0=3.
На фиг.3 приведены траектории наведения ЛА и движения виртуального наземного объекта, полученные в предположении, что начальное направление на виртуальный наземный объект совпадает с начальным направлением вектора скорости движения ЛА (k1=1), начальная дальность до виртуального наземного объекта равна Д0/cos(φГТ), скорость (-
Figure 00000029
) сближения ЛА с виртуальным наземным объектом равна скорости V движения ЛА (k2=1).
На фиг.4 приведены траектории наведения ЛА и движения виртуального наземного объекта, полученные в предположении, что начальное направление на виртуальный наземный объект равно εГТо=π/2+0,5(φГТо), где φГТо - начальное значение требуемого угла между линией визирования наземного объекта и направлением вектора скорости ЛА в горизонтальной плоскости (k1=1,5), а скорость (-
Figure 00000030
) сближения ЛА с виртуальным наземным объектом равна V/2(k2=0,5).
На фиг.5 и 6 приведены зависимости, иллюстрирующие величину отклонения (φГ-φГТ) получаемого значения φГ бортового пеленга наземного объекта от требуемого φГТ в процессе наведения ЛА, соответствующего условиям наведения на виртуальный наземный объект, при которых получены траектории фиг.3 и 4. Величина смещения ωГСВ угловой скорости линии визирования виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости, при этом в обоих случаях полагалась равной нулю. Колебательный процесс изменения величины φГ-φГТ на фиг.3 и 6 на начальной стадии наведения ЛА отражает переходные процессы “втягивания” угловых контуров сопровождения наземного объекта и виртуального наземного объекта. Данные колебания могут быть значительно уменьшены соответствующим заданием начальных условий.
На фиг.7 приведена зависимость поперечного ускорения ЛА в горизонтальной плоскости от времени в процессе наведения. Практически неизменяющаяся величина поперечного ускорения ЛА в горизонтальной плоскости определяет высокую экономичность процесса наведения.
На фиг.8 приведена зависимость значений текущего промаха от времени наведения ЛА. В качестве иллюстрации конкретных значений можно отметить, что расчетная величина текущего промаха на дальности 500 м от наземного объекта составила 3,75 и 3,84 м соответственно для условий формирования траекторий, приведенных на фиг.3 и 4.
В целом по результатам моделирования заявляемого способа наведения можно сделать следующие выводы.
Результаты исследований подтвердили работоспособность предлагаемого способа наведения летательных аппаратов на наземные объекты.
Предлагаемый способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты позволяет обеспечить высокую точность формирования криволинейной траектории наведения ЛА на наземный объект, стабилизацию требуемого линейного азимутального разрешения в горизонтальной плоскости при наведении ЛА на наземные объекты с помощью бортовых радиолокационных средств, высокую точность и экономичность наведения.
Использование предлагаемого способа наведения на наземные объекты не налагает никаких дополнительных ограничений на элементную базу и не предъявляет никаких существенных требований к быстродействию и объему памяти вычислителей.
Источники информации
1. Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты. Патент РФ №2164654, МПК F 41 G 7/22.
2. Способ пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты. Патент РФ №2148235, МПК F 41 G 7/22.
3. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1982.
4. Кононов Е.И., Меркулов В.И., Францев В.В., Шуклин А.И. Универсальный метод наведения самолетов на наземные объекты. - Радиотехника, №5, 2002, стр.36-42.
5. Меркулов В.И., Лепин В.Н. Авиационные системы радиоуправления, ч.1, ч.2. - М.: Радио и связь, 1997.

Claims (1)

  1. Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты, заключающийся в том, что измеряют скорость движения наводимого летательного аппарата, дальность до наземного объекта, угол между направлением вектора скорости наводимого летательного аппарата и направлением на наземный объект, а также поперечное ускорение наводимого летательного аппарата в горизонтальной плоскости, отличающийся тем, что сигнал управления в горизонтальной плоскости формируют при реализации пропорционального наведения на движущийся в горизонтальной плоскости виртуальный наземный объект, начальное положение и параметры движения которого задаются, исходя из условий обеспечения требуемой криволинейной траектории наведения летательного аппарата на реальный наземный объект с помощью бортовых радиолокационных средств, использующих синтезирование апертуры антенны или доплеровское обужение луча диаграммы направленности антенны, при этом сигнал управления в горизонтальной плоскости формируют по соотношению
    Figure 00000031
    где ΔГ - сигнал управления в горизонтальной плоскости;
    N0 - постоянный коэффициент, называемый навигационным параметром;
    Figure 00000032
    - значение скорости сближения наводимого летательного аппарата с виртуальным наземным объектом;
    ωГВ - значение угловой скорости линии визирования виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости;
    ΔωГСВ - значение смещения угловой скорости линии визирования виртуального наземного объекта в горизонтальной плоскости, определяемое параметрами движения виртуального наземного объекта;
    jГ - значение поперечного ускорения летательного аппарата в горизонтальной плоскости,
    а параметры движения виртуального наземного объекта, по которым определяется значение угловой скорости ωГВ линии визирования этого объекта и скорости сближения
    Figure 00000033
    наводимого летательного аппарата с виртуальным наземным объектом, определяются выражениями
    εГВ=εГ+к1·φГТ;
    Figure 00000034
    где εГ - значение угла визирования реального наземного объекта в горизонтальной плоскости в процессе наведения;
    φГТ - требуемое значение смещения направления вектора скорости летательного аппарата относительно линии визирования реального наземного объекта, определяемое из условия обеспечения требуемого линейного азимутального разрешения в горизонтальной плоскости;
    к1 - коэффициент, определяющий начальное положение линии визирования виртуального наземного объекта и скорости изменения ее направления в горизонтальной плоскости;
    V - скорость движения наводимого летательного аппарата;
    к2 - коэффициент, определяющий начальную дальность от наводимого летательного аппарата до виртуального наземного объекта и скорость их сближения.
RU2003106199/02A 2003-03-05 2003-03-05 Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты RU2229671C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003106199/02A RU2229671C1 (ru) 2003-03-05 2003-03-05 Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003106199/02A RU2229671C1 (ru) 2003-03-05 2003-03-05 Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2229671C1 true RU2229671C1 (ru) 2004-05-27
RU2003106199A RU2003106199A (ru) 2004-09-27

Family

ID=32679521

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003106199/02A RU2229671C1 (ru) 2003-03-05 2003-03-05 Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2229671C1 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101807081A (zh) * 2010-04-07 2010-08-18 南京航空航天大学 一种用于无人飞机的自主导航制导方法
RU2538315C1 (ru) * 2013-06-14 2015-01-10 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южный федеральный университет" (Южный федеральный университет) Способ управления подвижным объектом
RU2705669C2 (ru) * 2017-05-30 2019-11-11 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 Способ наведения летательного аппарата на источник излучения
RU2707491C1 (ru) * 2018-12-14 2019-11-26 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 Способ наведения летательного аппарата на источник разового излучения

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101807081A (zh) * 2010-04-07 2010-08-18 南京航空航天大学 一种用于无人飞机的自主导航制导方法
RU2538315C1 (ru) * 2013-06-14 2015-01-10 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южный федеральный университет" (Южный федеральный университет) Способ управления подвижным объектом
RU2705669C2 (ru) * 2017-05-30 2019-11-11 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 Способ наведения летательного аппарата на источник излучения
RU2707491C1 (ru) * 2018-12-14 2019-11-26 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 Способ наведения летательного аппарата на источник разового излучения

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11036237B2 (en) Radar-based system and method for real-time simultaneous localization and mapping
US8204677B2 (en) Tracking method
US7121502B2 (en) Pseudo GPS aided multiple projectile bistatic guidance
JP6328789B2 (ja) レーダー警報受信機における到来角（ａｏａ）を判定する方法及び装置
EP3056922B1 (en) Velocity and attitude estimation using an interferometric radar altimeter
US5327140A (en) Method and apparatus for motion compensation of SAR images by means of an attitude and heading reference system
KR102121474B1 (ko) 비선형 비행 궤적에서 스퀸트 스포트라이트 모드를 위한 sar 신호 처리기와 항공기 탑재 합성구경 레이더 및 방법
EP1200800A1 (en) Terrain navigation apparatus
RU2521890C2 (ru) Способ приведения летательного аппарата к наземному объекту
KR20160143438A (ko) 추측 항법 시스템에서의 밀결합 측위 방법 및 그 장치
US6747593B1 (en) Generalized clutter tuning for bistatic radar systems
RU2558699C1 (ru) Комплексный способ навигации летательных аппаратов
RU2559820C1 (ru) Способ навигации движущихся объектов
RU2229671C1 (ru) Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты
CN105445757A (zh) 一种交通工具引导系统及引导方法
CN103245948B (zh) 双区成像合成孔径雷达图像匹配导航的方法
RU2660159C1 (ru) Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией
Łabowski et al. Inertial navigation system for radar terrain imaging
RU2308093C1 (ru) Способ управления летательными аппаратами по курсу в угломерной двухпозиционной радиолокационной системе
RU2483324C1 (ru) Способ навигации летательного аппарата по радиолокационным изображениям земной поверхности
RU2261411C1 (ru) Способ пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты
RU2164654C2 (ru) Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты
Kulakova et al. Micronavigation system to support a radar with synthetic aperture aboard a small UAV
RU2525650C2 (ru) Способ наведения летательных аппаратов на наземные объекты
RU2148235C1 (ru) Способ пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты

Legal Events

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

Effective date: 20130306