RU2261411C1 - Method of proportional guidance of aircrafts at ground targets - Google Patents

Method of proportional guidance of aircrafts at ground targets Download PDF

Info

Publication number
RU2261411C1
RU2261411C1 RU2004116700/02A RU2004116700A RU2261411C1 RU 2261411 C1 RU2261411 C1 RU 2261411C1 RU 2004116700/02 A RU2004116700/02 A RU 2004116700/02A RU 2004116700 A RU2004116700 A RU 2004116700A RU 2261411 C1 RU2261411 C1 RU 2261411C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
horizontal plane
line
guidance
sight
Prior art date
Application number
RU2004116700/02A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Г.А. Соловьев (RU)
Г.А. Соловьев
Г.В. Анцев (RU)
Г.В. Анцев
А.С. Гольцов (RU)
А.С. Гольцов
В.Л. Зверев (RU)
В.Л. Зверев
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 RU2004116700/02A priority Critical patent/RU2261411C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2261411C1 publication Critical patent/RU2261411C1/en

Links

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft guidance systems.
SUBSTANCE: method comprises measuring transverse acceleration of the aircraft to be guided in the horizontal plane, measuring the angle between the vector of aircraft velocity and line of sighting on the ground object, distance between the aircraft and ground object, velocity of the aircraft, and generating the control signal in the horizontal plane as the difference between the required angular velocity of the conventional sighting point multiplied by the adaptive navigation parameter and transverse acceleration of the aircraft in the horizontal plane. The adaptive navigation parameter is generated depending on the difference between the current value of the angle between the vector of the aircraft velocity and line of sighting on the ground object in the horizontal plane and required angular shift of the conventional sighting point in the horizontal plane with respect to the line of sighting on the ground object.
EFFECT: improved stabilizing of linear resolution of the guidance.
1 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).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) antennas or Doppler beam framing (DOL).

Специфической особенностью самонаведения в этом случае является формирование криволинейной траектории полета ЛА в горизонтальной плоскости с таким расчетом, чтобы бортовой пеленг наземного объекта был отличен от нуля и изменялся по закону, обеспечивающему постоянное линейное разрешение РЛС поперек линии визирования:A specific feature of homing in this case is the formation of a curved flight path of the aircraft in the horizontal plane so that the side bearing of the ground object is non-zero and changed according to the law, providing constant linear resolution of the radar across the line of sight:

Figure 00000002
Figure 00000002

где

Figure 00000003
- параметры РЛС, в частном случае:Where
Figure 00000003
- radar parameters, in a particular case:

Figure 00000004
Figure 00000004

где φгт - требуемое значение углового смещения вектора путевой скорости ЛА относительно линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости;where φ gt is the required value of the angular displacement of the aircraft ground speed vector relative to the line of sight of a ground object in the horizontal plane;

Д - значение дальности от наводимого ЛА до наземного объекта;D is the value of the distance from the induced aircraft to the ground object;

V - значение путевой скорости наводимого ЛА;V is the value of the ground speed of the induced aircraft;

λ - длина волны бортовой РЛС;λ is the wavelength of the airborne radar;

ΔF - полоса пропускания доплеровского фильтра бортовой РЛС;ΔF is the bandwidth of the Doppler filter onboard radar;

Δlт - значение требуемого линейного разрешения в горизонтальной плоскости.Δl t - the value of the required linear resolution in the horizontal plane.

Известно несколько способов наведения ЛА на наземные объекты, из них наиболее близким техническим решением - прототипом является способ пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты (см. патент РФ №2148235, МПК7 F 41 G 7/22), который заключается в измерении скорости сближения наводимого ЛА и наземного объекта, угловой скорости линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости, а также поперечного ускорения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости и формировании сигнала управления в горизонтальной плоскости по соотношениюThere are several methods for pointing aircraft at ground objects, the closest technical solution being the prototype — a method for proportional guidance of aircraft to ground objects (see RF patent No. 2148235, IPC 7 F 41 G 7/22), which consists in measuring the approach speed induced aircraft and a ground object, the angular velocity of the line of sight of a ground object in the horizontal plane, as well as the lateral acceleration of the induced aircraft in a horizontal plane and the formation of a control signal in a horizontal plane ty by ratio

Figure 00000005
Figure 00000005

где N0 - постоянный коэффициент, называемый навигационным параметром;where N 0 is a constant coefficient called a navigation parameter;

Figure 00000006
- значение скорости сближения наводимого ЛА с наземным объектом;
Figure 00000006
- the value of the convergence rate of the induced aircraft with a ground object;

ωг - значение угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости;ω g - the value of the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane;

Δωгтр - значение требуемого приращения угловой скорости линии визирования в горизонтальной плоскости, называемое требуемым смещением;Δω gtr is the value of the required increment of the angular velocity of the line of sight in the horizontal plane, called the required offset;

jг - значение поперечного ускорения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости.j g - the value of the transverse acceleration of the induced aircraft in the horizontal plane.

Навигационный параметр N0 учитывает дальности начала Д0и конца Дк наведения:The navigation parameter N 0 takes into account the distance of the beginning of D 0 and the end of D to guidance:

Figure 00000007
Figure 00000007

а требуемое смещение "Δωгтр" рассчитывают из условия обеспечения стабилизации требуемого линейного разрешения в горизонтальной плоскости:and the required offset "Δω gtr " is calculated from the condition of ensuring stabilization of the required linear resolution in the horizontal plane:

Figure 00000008
Figure 00000008

где Куст - коэффициент, определяющий точность наведения и стабилизацию линейного разрешения в горизонтальной плоскости;where K mouth - a coefficient that determines the accuracy of guidance and stabilization of linear resolution in the horizontal plane;

обозначения остальных параметров те же, что и в выражении (1).the designations of the remaining parameters are the same as in expression (1).

Недостатком известного способа является то, что в нем отсутствует контроль степени соответствия истинного значения бортового пеленга наземного объекта в горизонтальной плоскости его требуемому значению, определяющему заданную величину поперечного линейного разрешения бортовой радиолокационной станции (БРЛС). Это приводит к потере информации о степени соответствия реальной траектории полета ЛА требуемой траектории и к невозможности ее текущей коррекции в горизонтальной плоскости, что приводит к снижению качества стабилизации величины линейного разрешения БРЛС в горизонтальной плоскости.The disadvantage of this method is that it lacks control over the degree of correspondence of the true value of the airborne bearing of a ground object in the horizontal plane to its required value, which determines a given value of the transverse linear resolution of the airborne radar station. This leads to loss of information about the degree of correspondence of the real flight path of the aircraft to the desired path and to the impossibility of its current correction in the horizontal plane, which leads to a decrease in the quality of stabilization of the linear resolution of radar in the horizontal plane.

Задачей настоящего изобретения является разработка способа пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты, обеспечивающего повышение качества стабилизации величины линейного разрешения в горизонтальной плоскости БРЛС с синтезированием апертуры антенны или доплеровским обужением луча путем непрерывного контроля посредством БРЛС степени соответствия текущей траектории ЛА в горизонтальной плоскости требуемой и ее необходимой коррекции при сохранении высокой точности наведения, высокой экономичности процесса управления и адаптации к дальности начала наведения.The objective of the present invention is to develop a method for proportional guidance of aircraft to ground objects, providing improved stabilization of linear resolution in the horizontal plane of the radar with synthesizing the aperture of the antenna or Doppler beam narrowing by continuous monitoring by radar of the degree to which the current trajectory of the aircraft in the horizontal plane is required and necessary correction while maintaining high pointing accuracy, high cost-effectiveness ca control and adaptation range starts guidance.

Поставленная задача достигается тем, что в способе пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты, заключающемся в том, что измеряют значения поперечного ускорения наводимого летательного аппарата (ЛА) в горизонтальной плоскости, в отличие от прототипа, измеряют значения углового отклонения вектора путевой скорости ЛА от линии визирования наземного объекта, значения дальности от наводимого ЛА до наземного объекта, значения скорости наводимого ЛА, формируют сигнал управления в горизонтальной плоскости в виде разности требуемой угловой скорости условной точки наведения, умноженной на адаптивный навигационный параметр, и поперечного ускорения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости, адаптивный навигационный параметр формируют в зависимости от разности текущего значения углового отклонения вектора путевой скорости ЛА от линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости и требуемого углового смещения условной точки наведения в горизонтальной плоскости относительно линии визирования наземного объекта с учетом коэффициентов, определяющих точность, экономичность наведения и адаптацию к дальности начала наведения.The problem is achieved by the fact that in the method of proportional guidance of aircraft to ground objects, which consists in measuring the lateral acceleration of the induced aircraft (LA) in the horizontal plane, in contrast to the prototype, measure the angular deviation of the aircraft ground speed vector from the line sighting of a ground-based object, the value of the distance from the induced aircraft to the ground-based object, the speed values of the induced aircraft, form a control signal in the horizontal plane in the form of the required angular velocity of the conventional guidance point multiplied by the adaptive navigation parameter and the lateral acceleration of the induced aircraft in the horizontal plane, the adaptive navigation parameter is formed depending on the difference between the current value of the angular deviation of the vector of the airspeed of the aircraft from the line of sight of the ground object in the horizontal plane and the required angular displacement of the conventional guidance point in the horizontal plane relative to the line of sight of the ground object, taking into account the coefficients, determining the accuracy, cost-effectiveness of guidance and adaptation to the range of the start of guidance.

Предлагаемый способ наведения осуществляет следующий алгоритм траекторного управления в горизонтальной плоскости:The proposed guidance method implements the following trajectory control algorithm in the horizontal plane:

Figure 00000009
Figure 00000009

где ΔГ - сигнал управления в горизонтальной плоскости;where Δ G is the control signal in the horizontal plane;

φГ - значение угла между вектором путевой скорости ЛА и линией визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости;φ G - the value of the angle between the vector of the ground speed of the aircraft and the line of sight of the ground object in the horizontal plane;

jГ - значение поперечного ускорения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости;j G - the value of the lateral acceleration of the induced aircraft in the horizontal plane;

φГТ - требуемое угловое смещение условной точки наведения относительно линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости, которое рассчитывают по соотношению (1);φ GT - the required angular displacement of the conventional guidance point relative to the line of sight of the ground object in the horizontal plane, which is calculated by the relation (1);

Figure 00000010
- требуемая угловая скорость линии визирования условной точки наведения в горизонтальной плоскости, которую рассчитывают по соотношению:
Figure 00000010
- the required angular velocity of the line of sight of the conventional guidance points in the horizontal plane, which is calculated by the ratio:

Figure 00000011
Figure 00000011

К1, К2 - коэффициенты, определяющие точность отслеживания ЛА требуемого углового смещения и требуемой угловой скорости линии визирования условной точки наведения, экономичность наведения и адаптацию к дальности начала наведения, которые рассчитывают по соотношениямK 1 , K 2 are the coefficients that determine the accuracy of tracking the aircraft of the required angular displacement and the required angular velocity of the line of sight of the conventional guidance point, the cost-effectiveness of the guidance and adaptation to the guidance start distance, which are calculated by the ratios

Figure 00000012
Figure 00000012

где D и D - значения дальности от наводимого ЛА до наземного объекта и скорости ее изменения соответственно;where D and D are the values of the distance from the induced aircraft to the ground object and its rate of change, respectively;

qφ - штраф за точность управления по угловой координате;q φ is the penalty for precision control in angular coordinate;

qω - штраф за точность управления по угловой скорости;q ω is the penalty for accuracy in angular velocity control;

κj - штраф за значение бокового ускорения ЛА.κ j - penalty for the value of the lateral acceleration of the aircraft.

Содержание штрафов qφ, qω и κj раскрыто в книге: В.И.Меркулов, В.Н.Лепин. "Авиационные системы радиоуправления", М.: Радио и связь, 1997, стр.188-192. Методика их выбора - в том же источнике, стр.69-72, а пример использования методики - в том же источнике, стр.285-289.The content of fines q φ , q ω and κ j is disclosed in the book: V.I. Merkulov, V.N. Lepin. "Aviation systems of radio control", M .: Radio and communications, 1997, pp. 188-192. The method of their choice is in the same source, pp. 69-72, and an example of the use of the method in the same source, pp. 285-289.

На чертеже приведена упрощенная структурная схема возможного варианта системы наведения ЛА на наземные объекты, реализующей предлагаемый способ наведения, где:The drawing shows a simplified structural diagram of a possible version of the system of guidance of aircraft on ground objects that implements the proposed method of guidance, where:

1 - антенная система БРЛС;1 - radar antenna system;

2 - приемник/передатчик БРЛС;2 - radar receiver / transmitter;

3 - угломер БРЛС;3 - radar goniometer;

4 - вычислитель сигнала управления;4 - computer control signal;

5 - система управления;5 - control system;

6 - летательный аппарат;6 - aircraft;

7 - автоматический селектор дальности и скорости сближения БРЛС;7 - automatic range and speed approach radar;

8 - вычислитель требуемого углового смещения линии визирования условной точки наведения;8 - calculator of the required angular displacement of the line of sight of the conventional guidance points;

9 - акселерометр;9 - accelerometer;

10 - измеритель путевой скорости летательного аппарата;10 - measuring ground speed of the aircraft;

11 - вычислитель требуемой угловой скорости линии визирования условной точки наведения в горизонтальной плоскости.11 - calculator of the required angular velocity of the line of sight of the conventional guidance points in the horizontal plane.

Принцип работы приведенного варианта системы наведения заключается в следующем.The principle of operation of the given version of the guidance system is as follows.

С помощью приемника/передатчика 2 и антенной системы 1 бортовой когерентной РЛС осуществляют облучение наземного объекта зондирующим сигналом, прием отраженного сигнала, его пространственную селекцию и оптимальную фильтрацию. С выхода приемника 2 сигнал поступает на входы угломера 3, автоматического селектора дальности и скорости сближения 7, измерителя скорости 10 наводимого ЛА.Using the receiver / transmitter 2 and the antenna system 1 of the onboard coherent radar, the ground object is irradiated with a probing signal, the reflected signal is received, its spatial selection and optimal filtering. From the output of the receiver 2, the signal goes to the inputs of the protractor 3, automatic range selector and approach speed 7, speed meter 10 of the induced aircraft.

В селекторе 7 по времени запаздывания отраженного сигнала измеряют дальность до наземного объекта и путем дифференцирования текущей дальности вычисляют скорость сближения с ним ЛА. В измерителе скорости 10 путем измерения доплеровского смещения частоты отраженного от подстилающей поверхности сигнала определяют путевую скорость наводимого ЛА, а в угломере 3 посредством узкополосной доплеровской фильтрации, на основании значений путевой скорости и углового положения луча антенны определяют значения угла между вектором путевой скорости ЛА и линией визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости.In the selector 7, the distance to the ground object is measured by the delay time of the reflected signal, and by differentiating the current range, the speed of approach of the aircraft with it is calculated. In the speed meter 10, by measuring the Doppler frequency offset of the signal reflected from the underlying surface, the directional speed of the induced aircraft is determined, and in the goniometer 3, using the narrow-band Doppler filtering, based on the values of the ground speed and the angular position of the antenna beam, determine the angle between the directional velocity vector of the aircraft and the line of sight ground object in the horizontal plane.

В вычислителе 8 по соотношению (1) формируют требуемые значения углового смещения линии визирования условной точки наведения в горизонтальной плоскости, а в вычислителе 11 путем дифференцирования из полученных значений углового смещения по соотношению (6) формируют значения требуемой угловой скорости линии визирования условной точки наведения. При помощи акселерометра 9 измеряют собственное поперечное ускорение ЛА в горизонтальной плоскости.In the calculator 8, the required values of the angular displacement of the line of sight of the conditional guidance point in the horizontal plane are generated in relation to the equation (1), and in the calculator 11, the values of the required angular velocity of the line of sight of the conditional guidance point are formed from the obtained values of the angular displacement according to relation (6). Using the accelerometer 9 measure the own transverse acceleration of the aircraft in the horizontal plane.

В вычислитель сигнала управления 4 поступают значения угла между вектором путевой скорости ЛА и линией визирования наземного объекта и скорости сближения с ним, значения требуемого угла смещения и угловой скорости линии визирования условной точки наведения, значения поперечного ускорения ЛА в горизонтальной плоскости. На основании измеренных и сформированных значений указанных параметров вычислитель 4 по соотношению (5) определяет сигнал управления в горизонтальной плоскости. В системе управления 5 происходит преобразование сформированного сигнала управления в соответствующие управляющие воздействия, которые поступают на управляющие органы самого ЛА 6 и определяют направление его движения в горизонтальной плоскости.The calculator of the control signal 4 receives the angle between the vector of the ground speed of the aircraft and the line of sight of the ground object and the speed of convergence with it, the values of the required angle of displacement and the angular speed of the line of sight of the conditional guidance point, and the lateral acceleration of the aircraft in the horizontal plane. Based on the measured and generated values of these parameters, the calculator 4 by the ratio (5) determines the control signal in the horizontal plane. In the control system 5, the generated control signal is converted to the corresponding control actions, which are supplied to the control bodies of the aircraft 6 itself and determine the direction of its movement in the horizontal plane.

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.

В начале процесса управления, когда фактический угол между вектором путевой скорости ЛА и линией визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости может сильно отличаться от требуемого, разность (φг-φгт) велика, наведение будет осуществляться по угловому рассогласованию. При этом знак угловой скорости линии визирования условной точки наведения, а значит и ЛА по отношению к линии визирования цели, может быть как положительным, так и отрицательным в зависимости от знака начальной разности (φг-φгт). После окончания отработки углового рассогласования (φг-φгт≈0) управление ЛА осуществляется по угловой скорости

Figure 00000013
с одновременным контролем выполнения равенства φГ=φГТ. При любом отклонении от требуемой траектории появляется сигнал углового рассогласования (φг-φгт) возвращающий ЛА на заданную в горизонтальной плоскости траекторию полета.At the beginning of the control process, when the actual angle between the aircraft velocity and the track line of sight terrestrial object in a horizontal plane may vary significantly from the desired difference (φ r -φ rm) is large, the guidance will be the angular misalignment. The sign of the angular velocity of the line of sight guidance notional point, and therefore the aircraft relative to the boresight target may be either positive or negative depending on the initial sign of the difference (φ r -φ rm). After closure mining angular error (φ r -φ rm ≈0) LA is controlled by the angular velocity
Figure 00000013
with simultaneous control of the equality φ Г = φ ГТ . Any deviation from the desired path signal appears angular error (φ r -φ rm) returns the aircraft to a predetermined horizontal trajectory.

Условная точка наведения в процессе полета ЛА стремится к наземному объекту, поэтому расчетная траектория проходит через наземный объект, обеспечивая наведение ЛА на него, а необходимый запас располагаемых перегрузок ЛА позволяет отрабатывать случайные угловые рассогласования на любом участке траектории, что создает высокую степень стабилизации заданного поперечного линейного разрешения БРЛС.The conventional guidance point during the flight of an aircraft tends to a ground-based object, therefore, the calculated trajectory passes through a ground-based object, providing guidance to the aircraft, and the necessary reserve of available aircraft overloads allows you to work out random angular mismatches on any part of the path, which creates a high degree of stabilization of a given transverse linear radar permissions.

Для оценки работоспособности и эффективности предлагаемого способа наведения было проведено математическое моделирование системы наведения на наземный объект.To assess the health and effectiveness of the proposed guidance method, mathematical modeling of the guidance system on a ground object was carried out.

Результаты моделирования подтвердили работоспособность заявляемого способа пропорционального наведения ЛА на наземные объекты.The simulation results confirmed the efficiency of the proposed method of proportional guidance of the aircraft to ground objects.

Предлагаемый способ наведения позволяет обеспечить на начальном участке наведения вывод ЛА на требуемую траекторию, обеспечивающую заданную величину линейного разрешения БРЛС в горизонтальной плоскости и последующую текущую коррекцию траектории полета ЛА, обеспечивающую высокое качество стабилизации линейного разрешения.The proposed guidance method allows to provide, at the initial guidance site, the aircraft output to the desired trajectory, providing a given linear resolution of radar in the horizontal plane and the subsequent current correction of the aircraft flight path, providing high quality stabilization of linear resolution.

Выбор значений коэффициентов K1 и К2 по соотношениям (7) для заданного типа наводимого ЛА позволяет обеспечить требуемую точность стабилизации линейного разрешения и допустимые промах и затраты на управление ЛА.The choice of the values of the coefficients K 1 and K 2 according to relations (7) for a given type of induced aircraft makes it possible to ensure the required accuracy of stabilization of the linear resolution and allowable miss and control costs for the aircraft.

Кроме того, предлагаемый способ наведения позволяет обеспечить требуемое разрешение и точность наведения ЛА при реальных ограничениях на величину угловой скорости линии визирования условной точки наведения и располагаемые поперечные перегрузки ЛА.In addition, the proposed guidance method allows you to provide the required resolution and accuracy of the aircraft guidance under real restrictions on the magnitude of the angular velocity of the line of sight of the conventional guidance point and the available transverse overloads of the aircraft.

Технический результат от использования предлагаемого изобретения по сравнению с прототипом заключается в следующем. За счет введения текущей коррекции траектории по данным измерений БРЛС обеспечивается повышение качества стабилизации линейного разрешения в горизонтальной плоскости при использовании режимов СА или ДОЛ при одновременном сохранении высокой точности и экономичности наведения.The technical result from the use of the invention in comparison with the prototype is as follows. By introducing the current correction of the trajectory according to radar measurements, it is possible to improve the quality of stabilization of linear resolution in the horizontal plane when using the SA or DOL modes while maintaining high accuracy and cost-effectiveness of guidance.

Использование заявляемого 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.The use of the proposed 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.

Claims (1)

Способ пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты, заключающийся в том, что измеряют значения поперечного ускорения наводимого летательного аппарата (ЛА) в горизонтальной плоскости, отличающийся тем, что измеряют значения угла между вектором путевой скорости ЛА и линией визирования наземного объекта, значения дальности от наводимого ЛА до наземного объекта, значения скорости наводимого ЛА, формируют условную точку наведения с требуемым угловым смещением условной точки наведения относительно линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости и требуемой угловой скоростью линии визирования условной точки наведения в горизонтальной плоскости и формируют сигнал управления в горизонтальной плоскости по соотношениюThe method of proportional guidance of aircraft to ground objects, namely, that they measure the lateral acceleration of the induced aircraft (LA) in a horizontal plane, characterized in that they measure the angle between the directional velocity vector of the aircraft and the line of sight of the ground object, the distance from the induced LA to the ground object, the values of the speed of the induced LA, form a conditional guidance point with the required angular displacement of the conditional guidance point relative to the line of sight Nia ground object in a horizontal plane and the desired angular velocity of the line of sight notional point pointing in the horizontal plane, and generating a control signal in a horizontal plane by the ratio
Figure 00000014
Figure 00000014
 где ΔГ - сигнал управления в горизонтальной плоскости;where Δ G is the control signal in the horizontal plane; φГ - значение угла между вектором путевой скорости ЛА и линией визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости;φ G - the value of the angle between the vector of the ground speed of the aircraft and the line of sight of the ground object in the horizontal plane; jг - значение поперечного ускорения наводимого ЛА в горизонтальной плоскости;j g - the value of the transverse acceleration of the induced aircraft in the horizontal plane; φГТ - требуемое угловое смещение условной точки наведения относительно линии визирования наземного объекта в горизонтальной плоскости;φ GT - the required angular displacement of the conventional guidance point relative to the line of sight of the ground object in the horizontal plane;
Figure 00000015
- требуемая угловая скорость линии визирования условной точки наведения в горизонтальной плоскости, которую рассчитывают по соотношению
Figure 00000015
- the required angular velocity of the line of sight of the conventional guidance points in the horizontal plane, which is calculated by the ratio
Figure 00000016
Figure 00000016
 К1, К2 - коэффициенты, определяющие точность отслеживания ЛА требуемого углового смещения и требуемой угловой скорости линии визирования условной точки наведения, экономичность наведения и адаптацию к дальности начала наведения, которые рассчитывают по соотношениямK 1 , K 2 are the coefficients that determine the accuracy of tracking the aircraft of the required angular displacement and the required angular velocity of the line of sight of the conventional guidance point, the cost-effectiveness of the guidance and adaptation to the guidance start distance, which are calculated by the ratios
Figure 00000017
Figure 00000017
 где D и D - значения дальности от наводимого ЛА до наземного объекта и скорости ее изменения соответственно;where D and D are the values of the distance from the induced aircraft to the ground object and its rate of change, respectively; qφ - штраф за точность управления по угловой координате;q φ is the penalty for precision control in angular coordinate; qω - штраф за точность управления по угловой скорости;q ω is the penalty for accuracy in angular velocity control; κj - штраф за значение бокового ускорения ЛА.κ j - penalty for the value of the lateral acceleration of the aircraft.
RU2004116700/02A 2004-06-01 2004-06-01 Method of proportional guidance of aircrafts at ground targets RU2261411C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004116700/02A RU2261411C1 (en) 2004-06-01 2004-06-01 Method of proportional guidance of aircrafts at ground targets

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004116700/02A RU2261411C1 (en) 2004-06-01 2004-06-01 Method of proportional guidance of aircrafts at ground targets

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2261411C1 true RU2261411C1 (en) 2005-09-27

Family

ID=35850092

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004116700/02A RU2261411C1 (en) 2004-06-01 2004-06-01 Method of proportional guidance of aircrafts at ground targets

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2261411C1 (en)

Cited By (4)

* 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
RU2525650C2 (en) * 2012-11-02 2014-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" Method of guiding aircraft to ground facilities
RU2742626C1 (en) * 2020-03-25 2021-02-09 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Method for individual guidance of aircraft to air target in a dense group
CN114646238A (en) * 2022-03-30 2022-06-21 南京理工大学 Trajectory tracking method of flight body state perception adaptive scheme

Cited By (5)

* 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
RU2525650C2 (en) * 2012-11-02 2014-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" Method of guiding aircraft to ground facilities
RU2742626C1 (en) * 2020-03-25 2021-02-09 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Method for individual guidance of aircraft to air target in a dense group
CN114646238A (en) * 2022-03-30 2022-06-21 南京理工大学 Trajectory tracking method of flight body state perception adaptive scheme
CN114646238B (en) * 2022-03-30 2023-08-04 南京理工大学 Flight body state perception self-adaptive scheme trajectory tracking method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3056922B1 (en) Velocity and attitude estimation using an interferometric radar altimeter
US4546354A (en) Range/azimuth ship imaging for ordnance control
CA1213024A (en) Range/doppler ship imaging for ordnance control
US7121502B2 (en) Pseudo GPS aided multiple projectile bistatic guidance
US4589610A (en) Guided missile subsystem
US8204677B2 (en) Tracking method
JP2017508978A (en) Method and apparatus for determining angle of arrival (AOA) in a radar warning receiver
RU2521890C2 (en) Method of guiding aircraft to ground object
CN111638514B (en) Unmanned aerial vehicle height measurement method and unmanned aerial vehicle navigation filter
RU2558699C1 (en) Complex method of aircraft navigation
RU2643168C2 (en) Method of height, aircraft actual velocity and aircraft velocity vector inclination measurement in relation to horizon, on-board radar device using method
RU2261411C1 (en) Method of proportional guidance of aircrafts at ground targets
RU2408847C1 (en) Self-guidance method of aircrafts to hypersonic targets
RU2559820C1 (en) Method for navigation of moving objects
CN109827596A (en) The zero bias estimation method of MEMS gyroscope under the conditions of a kind of descontinuous motion
JPH06167566A (en) Radar device
RU2229671C1 (en) Method for guidance of flight vehicles on ground objects
RU2308093C1 (en) Method of control of flying vehicles in heading by means of two-position radar system
RU2164654C2 (en) Method for homing of flight vehicles on ground targets
JP2002162195A (en) Missile guidance system
RU2220397C1 (en) Method for guidance of flight vehicles on ground targets at semi-active synthesizing of antenna aperture
RU2525650C2 (en) Method of guiding aircraft to ground facilities
RU2148235C1 (en) Method for proportional guidance of flight vehicles on ground objects
RU2742626C1 (en) Method for individual guidance of aircraft to air target in a dense group
Fathi et al. Adaptive Fusion of Inertial Navigation System and Tracking Radar Data

Legal Events

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

Effective date: 20130602