RU2303806C1 - Method for forming of control signals in single-pulse homing heads - Google Patents
Method for forming of control signals in single-pulse homing heads Download PDFInfo
- Publication number
- RU2303806C1 RU2303806C1 RU2006101605/28A RU2006101605A RU2303806C1 RU 2303806 C1 RU2303806 C1 RU 2303806C1 RU 2006101605/28 A RU2006101605/28 A RU 2006101605/28A RU 2006101605 A RU2006101605 A RU 2006101605A RU 2303806 C1 RU2303806 C1 RU 2303806C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- target
- missile
- trajectory
- amplitude
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к моноимпульсной радиолокации, а точнее к устанавливаемым на ракетах головкам самонаведения (ГСН) с моноимпульсными пеленгаторами (МП).The invention relates to monopulse radar, and more specifically to homing mounted on missiles (GOS) with monopulse direction finders (MP).
Известны способы формирования сигналов управления в ГСН с МП /1, стр.66-89; 2, стр.303-328; 3/. Согласно им в МП вырабатываются сигналы αx и αу, которые характеризуют угловое отклонение фазового центра (ФЦ) цели от оси антенны МП в плоскости пеленгации XZ и YZ соответственно и пропорциональны производным от фазового распределения φ(x, у, z) принимаемого сигнала цели:Known methods for generating control signals in GOS with MP / 1, p.66-89; 2, p. 303-328; 3 /. According to them, the signals α x and α y are generated in the MP that characterize the angular deviation of the target phase center (FC) from the axis of the MP antenna in the direction finding plane XZ and YZ, respectively, and are proportional to the derivatives of the phase distribution φ (x, y, z) of the received target signal :
В дальнейшем сигналы αх и αу используются для слежения за перемещением ФЦ цели путем их воздействия на систему управления антенной МП и для управления траекторией движения ракеты путем их воздействия на автопилот ракеты.In the future, the signals α x and α y are used to track the movement of the target's FC by affecting the MP antenna control system and to control the rocket’s trajectory by affecting the rocket’s autopilot.
Недостаток аналогов /1, стр.66-89; 2, стр.303-328/ заключается в низкой информационности сигналов αx, αу МП вследствие существования так называемых угловых шумов целей /1, стр.128-135/, сущность которых состоит в отклонении ФЦ цели от ее энергетического центра (ЭЦ). При перемещении ФЦ цели далеко за пределы ее геометрических размеров траектория движения ракеты существенно отличается от той, которая определяется методом самонаведения ракеты, и приобретает "блуждающий" характер вследствие случайных изменений ракурса цели. Кроме того, ось следящей антенны МП заметно отклоняется от направления на ЭЦ цели и, следовательно, точность сопровождения цели по угловым координатам резко снижается. Отрицательное влияние угловых шумов особенно заметно при малых дальностях до цели. Частичная нейтрализация отрицательного влияния угловых шумов на траекторию движения ракеты достигается при весовой обработке отсчетов выходных сигналов αх и αу МП с последующим их накоплением, когда в качестве весовых коэффициентов выбираются отсчеты амплитуды А принимаемого сигнала /3/. При этом в /3/ неявно предполагается, что ракурс цели изменяется достаточно быстро, в результате чего количество угломерных отсчетов, обладающих слабой корреляцией, за время накопления выходного сигнала МП, получается достаточно большим (≥10). Однако в ситуации, когда ФЦ цели выходит далеко за пределы ее геометрических размеров и сохраняет свое положение относительно ЭЦ в течение длительного времени, сравнимого или больше интервала накопления (ракурс цели остается неизменным), аналог /3/ также характеризуется низкой информативностью сигналов αx, αу.The lack of analogues / 1, p. 66-89; 2, pp. 303-328 / consists in the low information content of the signals α x , α in the MP due to the existence of the so-called angular noise of targets / 1, pp. 128-135 /, the essence of which is the deviation of the target's FC from its energy center (EC) . When the target’s FC moves far beyond its geometrical dimensions, the rocket’s trajectory differs significantly from that determined by the missile’s homing method and acquires a “wandering” character due to random changes in the target’s angle. In addition, the axis of the tracking antenna of the MP noticeably deviates from the direction of the target's EC and, therefore, the accuracy of tracking the target in angular coordinates decreases sharply. The negative effect of angular noise is especially noticeable at short distances to the target. Partial neutralization of the negative effect of angular noise on the rocket trajectory is achieved by weighting the samples of the output signals α x and α at the MP with their subsequent accumulation, when the samples of the amplitude A of the received signal / 3 / are selected as weight coefficients. At the same time, it is implicitly assumed in / 3 / that the angle of the target changes rather quickly, as a result of which the number of goniometric readings with weak correlation during the accumulation of the output signal of the MP turns out to be quite large (≥10). However, in a situation where the target’s FC extends far beyond its geometrical dimensions and maintains its position relative to the EC for a long time, comparable to or greater than the accumulation interval (the target’s angle remains unchanged), the analogue / 3 / is also characterized by low information content of the signals α x , α at .
Наиболее близким к предлагаемому является способ /4/, в котором, помимо основных сигналов αх, αу, МП формирует вспомогательные сигналы βх и βу). В работе /5/ было выявлено физическое содержание сигналов βх(у) - их пропорциональность нормированным производным от амплитудного распределения A(x, у, z) принимаемого сигнала:Closest to the proposed method is / 4 /, in which, in addition to the main signals α x , α y , the MP generates auxiliary signals β x and β y ). In work / 5 /, the physical content of the signals β x (y) was revealed - their proportionality to the normalized derivatives of the amplitude distribution A (x, y, z) of the received signal:
Пары сигналов {αх, βх} и {αу, βу} в каждой из плоскостей пеленгации принято называть комплексным сигналом МП.The pairs of signals {α x , β x } and {α y , β y } in each of the direction finding planes are called complex signal MP.
Недостаток прототипа заключается в низкой информативности сигналов МП при воздействии угловых шумов цели.The disadvantage of the prototype is the low information content of the MP signals when exposed to angular noise of the target.
Целью изобретения является частичная нейтрализация отрицательного влияния угловых шумов цели на траекторию сближения ракеты с целью.The aim of the invention is to partially neutralize the negative effect of angular noise of the target on the path of approach of the rocket with the target.
Для достижения поставленной цели в способе-прототипе, заключающемся в выделении в плоскости пеленгации XZ (YZ) основного сигнала αx(y), пропорционального производной ∂φ/∂x(∂у) от фазового распределения φ(x, у, z) принимаемого сигнала, вспомогательного сигнала βх(у), пропорционального нормированной производной (1/А) ∂А/∂х(∂у) от амплитудного распределения A(x, у, z) принимаемого сигнала, дополнительно осуществляется регулировка амплитуды основного сигнала αx(у) по закону Кх(у)αx(у), в качестве сигнала управления антенной МП выбирается сигнал Kx(y)αx(y), a в качестве сигнала управления траекторией движения ракеты выбирается суммарный сигнал ηx(у)=βх(у)+Kx(y)αx(у), причем коэффициент Кх(у) выбирается убывающей функцией модуля вспомогательного сигнала |βх(у)|.To achieve the goal in the prototype method, which consists in isolating in the XZ (YZ) direction-finding plane the main signal α x (y) proportional to the derivative ∂φ / ∂x (∂у) of the phase distribution φ (x, у, z) taken signal, auxiliary signal β x (y) proportional to the normalized derivative (1 / A) ∂A / ∂x (∂y) of the amplitude distribution A (x, y, z) of the received signal, the amplitude of the main signal α x is additionally adjusted y) according to the law K x (y) α x (y) , the signal K x ( y) α x (y) , and the total signal η x (y) = β x (y) + K x (y) α x (y) is selected as the signal for controlling the trajectory of the rocket, and the coefficient K x (y) is selected decreasing function of the auxiliary signal module | β x (y) |.
На чертеже изображена функциональная схема ГСН, представляющая один из возможных вариантов реализации предлагаемого способа в одной плоскости пеленгации (XZ). Здесь обозначено: 1 - антенна МП амплитудного типа; 2 - суммарно-разностный антенный преобразователь; 3 - система управления антенной; 4, 5 - приемник с усилителем промежуточной частоты (УПЧ); 6 - блок автоматической регулировки усиления; 7 - фазовращатель на π/2; 8, 9 - фазовый детектор; 10 - автопилот; 11 - регулируемый аттенюатор; 12 - схема управления; 13 - схема выделения модуля; 14 - сумматор.The drawing shows a functional diagram of the GOS, representing one of the possible options for implementing the proposed method in the same direction finding plane (XZ). It is indicated here: 1 - amplitude-type MP antenna; 2 - total-difference antenna converter; 3 - antenna control system; 4, 5 - receiver with an amplifier of intermediate frequency (UPCH); 6 - block automatic gain control; 7 - phase shifter on π / 2; 8, 9 - phase detector; 10 - autopilot; 11 - adjustable attenuator; 12 is a control diagram; 13 is a diagram of a module allocation; 14 - adder.
Входящая в ГСН схема МП на чертеже отличается от исходной функциональной схемы МП, реализующей способ-прототип /6/, наличием дополнительных элементов 11, 12, 13 и 14, наличием связи 8-14 и, кроме того, в схеме прототипа выход элемента 9 непосредственно подключен к входу элемента 10.The MP circuit included in the GOS in the drawing differs from the original MP functional diagram that implements the prototype method / 6 /, by the presence of additional elements 11, 12, 13 and 14, the presence of communication 8-14 and, in addition, in the prototype circuit, the output of element 9 directly connected to the input of element 10.
Следует отметить, что соотношения (1), (2) остаются верными не только для изображенной на чертеже реализации ГСН с МП, но и для других вариантов построения МП, т.к. независимо от типа МП локальные характеристики амплитудно-фазового распределения принимаемого сигнала в пределах раскрыва антенны МП достаточно точно аппроксимируются неоднородно-плоской волной, которая полностью характеризуется указанными в (1), (2) локальными производными (помимо амплитуды А). Заметим, что вытекающее из (2) физическое содержание сигнала βх(у) /5/ является основополагающим для понимания сущности предлагаемого способа.It should be noted that relations (1), (2) remain true not only for the implementation of the GOS with MP shown in the drawing, but also for other options for constructing the MP, because irrespective of the type of magnetic field, the local characteristics of the amplitude-phase distribution of the received signal within the aperture of the magnetic field antenna are rather accurately approximated by an inhomogeneous plane wave, which is completely characterized by the local derivatives indicated in (1), (2) (in addition to amplitude A). Note that the physical content of the signal β x (y) / 5 / resulting from (2) is fundamental for understanding the essence of the proposed method.
Обоснование предлагаемого способа удобно начать с обзора основных результатов теоретического анализа свойств сигналов, отраженных объектами сложной формы, каковыми являются практически все реальные цели. Помимо физического содержания комплексных сигналов МП, эти результаты состоят в следующем (рассматривается лишь одна плоскость пеленгации) /5; 7/:The justification of the proposed method is convenient to start with a review of the main results of a theoretical analysis of the properties of signals reflected by objects of complex shape, which are almost all real goals. In addition to the physical content of complex MP signals, these results are as follows (only one direction-finding plane is considered) / 5; 7 /:
а) среднее значение сигнала α совпадает с направлением на ЭЦ цели α0, т.е. α=α0+ξ, где ξ - угловое отклонение ФЦ цели от ЭЦ цели (угловой шум), среднее значение которого равно нулю: <ξ>=0;a) the average value of the signal α coincides with the direction to the target EC α 0 , i.e. α = α 0 + ξ, where ξ is the angular deviation of the target FC from the target EC (angular noise), the average value of which is zero: <ξ> = 0;
б) среднее значение сигнала β равно нулю: <β>=0;b) the average value of the signal β is equal to zero: <β> = 0;
в) отсутствие корреляции между шумовой составляющей ξ сигнала α и сигналом β: в 50% случаев знаки ξ и β совпадают, а в других 50% случаев - противоположны. Вместе с тем, проявляется сильная корреляция между их абсолютными значениями |ξ| и |β|: чем больше |β|, тем больше |ξ| и наоборот;c) the absence of correlation between the noise component ξ of signal α and signal β: in 50% of cases, the signs of ξ and β coincide, and in the other 50% of cases they are opposite. At the same time, there is a strong correlation between their absolute values | ξ | and | β |: the more | β |, the more | ξ | and vice versa;
г) наблюдается сильная корреляция амплитуды А принимаемого сигнала с абсолютными значениями |ξ| и |β|, т.е. практически всегда увеличение значений |ξ| и |β| сопровождается уменьшением амплитуды отраженного сигнала;d) there is a strong correlation of the amplitude A of the received signal with the absolute values | ξ | and | β |, i.e. almost always an increase in | ξ | and | β | accompanied by a decrease in the amplitude of the reflected signal;
д) совпадение дисперсий сигналов α и β в каждой из плоскостей пеленгации XZ или YZ.d) the coincidence of the variances of the signals α and β in each of the direction finding planes XZ or YZ.
Указанные результаты позволяют сделать следующий практический вывод: при больших значениях |β| информативность сигнала α в смысле его совпадения с α0 резко падает и сигнал α нельзя использовать ни для управления антенной МП, ни для управления автопилотом ракеты. В связи с этим возникает задача формирования новых, отличных от α сигналов управления антенной МП и автопилотом на интервалах времени, когда наблюдаются большие выбросы абсолютной величины сигнала |β|.These results allow us to draw the following practical conclusion: for large values of | β | the information content of the signal α in the sense of its coincidence with α 0 drops sharply and the signal α cannot be used either to control the MP antenna or to control the autopilot of the rocket. In this regard, the problem arises of generating new, non-α, control signals of the MP antenna and autopilot at time intervals when large spikes in the absolute value of the signal | β | are observed.
В предлагаемом способе задача управления антенной МП решается следующим образом. При выбросах |β| целесообразно не раскачивать антенну МП случайной составляющей ξ, а сохранить ее в прежнем положении, которое было до появления выброса |β|, и дожидаться того момента, когда |β|, а следовательно, и |ξ| не станут достаточно малыми (меньше величины, соответствующей полуширине пеленгационной характеристики МП) и величина α не станет близкой величине α0. В схеме это достигается регулировкой амплитуды сигнала α с помощью элементов 11 и 12, в результате чего выходной сигнал фазового детектора 9 становится равным Кα, где К - коэффициент передачи элемента 11. Результирующая регулировочная характеристика (РХ) пары элементов 11, 12 - зависимость К от |β| - зависит от РХ элемента 11 и передаточной характеристики элемента 12 и подбирается такой, чтобы К был монотонно убывающей функцией абсолютной величины |β|, причем при |β|=0 К принимает свое максимальное значение, равное единице. В одном из простейших вариантов результирующая РХ имеет вид К(|β|)=ехр{-|β|}. Наилучший вид зависимости К от |β| может быть найден путем моделирования предлагаемой системы самонаведения. Пара элементов 11, 12 выполняет ту же функцию, что и пара 4, 6 или пара 5, 6, и может быть реализована с использованием известных схемных решений, традиционных для систем автоматической регулировки усиления /8, стр.220-227/. В частности, элемент 11 может быть выполнен в виде пассивного аттенюатора либо, как элементы 4 и 5, в виде УПЧ. В последнем случае для восстановления равенства дисперсий выходных сигналов 8 и 9 (при разрыве связи между элементами 12 и 13) на выходе УПЧ должен быть включен аттенюатор, ослабление которого должно совпадать с максимальным усилением этого УПЧ. Схема управления 12 выполняет функцию нелинейного преобразования входной величины |β|. Путем подбора ее нелинейной передаточной характеристики результирующая РХ К(|β|) пары 11, 12 может быть приведена к требуемому виду. Элемент 12 может быть реализован на базе операционного усилителя с включенным в него нелинейным сопротивлением. Для ответа на главный вопрос: как формировать сигнал управления автопилотом в ситуации больших выбросов величины |β| - необходимо воспользоваться очевидной рекомендацией - по возможности максимально сокращать интервал времени существования больших выбросов |ξ| и |β|. Принимая во внимание физическую трактовку (2) сигнала β и вывод "г", представляется целесообразным в качестве главной составляющей в сигнале управления автопилотом ракеты использовать сигнал Кα, а в качестве дополнительной составляющей - вспомогательный сигнал β, который, хотя и не содержит информации об угловом положении цели, но оказывается полезным для процесса наведения ракеты на цель. Воздействие на автопилот суммарного сигнала η=β+Кα приводит к режиму обычного управления автопилотом основным сигналом α при малых значениях |β|≈0, когда К≈1, и, вместе с тем, при больших выбросах |β| ракета будет изменять свою траекторию в сторону увеличения амплитуды А принимаемого сигнала и, тем самым, будет стремиться кратчайшим путем и за кратчайшее время попасть в область больших значений амплитуды А, а следовательно, и правильных измерений угла α0. Конечно, при больших выбросах |β| ракета может управляться и сигналом α, что в конце концов переместит ее в область правильных угловых измерений, но произойдет это за больший интервал времени и по более длинной траектории, т.к. согласно выводу "в" ФЦ цели лишь в половине случаев располагается в области с более высоким значением амплитуды А.In the proposed method, the task of controlling the antenna of the MP is solved as follows. With emissions | β | it is advisable not to swing the MF antenna of the random component ξ, but to keep it in the same position that existed before the release of | β | and wait for the moment when | β |, and therefore | ξ | will not become sufficiently small (less than the value corresponding to the half-width of the direction-finding characteristic of the magnetic field) and α will not become close to α 0 . In the circuit, this is achieved by adjusting the amplitude of the signal α using elements 11 and 12, as a result of which the output signal of the phase detector 9 becomes equal to Kα, where K is the transmission coefficient of element 11. The resulting adjustment characteristic (PX) of the pair of elements 11, 12 is the dependence of K on | β | - depends on the PX of element 11 and the transfer characteristic of element 12 and is selected such that K is a monotonically decreasing function of the absolute value | β |, and when | β | = 0, K takes its maximum value equal to unity. In one of the simplest versions, the resulting PX has the form K (| β |) = exp {- | β |}. The best form of the dependence of K on | β | can be found by modeling the proposed homing system. A pair of elements 11, 12 performs the same function as a pair 4, 6 or a pair 5, 6, and can be implemented using well-known circuit solutions traditional for automatic gain control systems / 8, p. 220-227 /. In particular, element 11 can be made in the form of a passive attenuator or, as elements 4 and 5, in the form of an amplifier. In the latter case, in order to restore the equality of the dispersions of the output signals 8 and 9 (when the connection between the elements 12 and 13 is broken), the attenuator must be switched on at the output of the amplifier, the attenuation of which must coincide with the maximum gain of this amplifier. The control circuit 12 performs the function of non-linear transformation of the input quantity | β |. By selecting its non-linear transfer characteristic, the resulting PX K (| β |) of pair 11, 12 can be reduced to the desired form. Element 12 can be implemented on the basis of an operational amplifier with non-linear resistance included in it. To answer the main question: how to generate an autopilot control signal in a situation of large emissions of | β | - it is necessary to use the obvious recommendation - to minimize the time interval for the existence of large emissions | ξ | and | β |. Taking into account the physical interpretation (2) of the signal β and the output "g", it seems appropriate to use the signal Kα as the main component in the rocket autopilot control signal, and the auxiliary signal β as the additional component, which, although it does not contain information about the angular position of the target, but it is useful for the process of pointing the missile at the target. Exposure to the autopilot of the total signal η = β + Kα leads to normal autopilot control by the main signal α for small values of | β | ≈0, when K≈1, and, at the same time, for large emissions | β | the rocket will change its trajectory in the direction of increasing the amplitude A of the received signal and, thus, will tend to get into the region of large values of the amplitude A in the shortest time and, therefore, the correct measurements of the angle α 0 . Of course, with large emissions | β | the rocket can also be controlled by the signal α, which in the end will move it to the region of correct angular measurements, but this will happen in a longer time interval and along a longer path, because according to the conclusion “to”, the target FC is only in half the cases located in the region with a higher amplitude A.
Таким образом, в результате отказа от преследования ракетой ФЦ цели, "блуждающего" далеко за пределами геометрических размеров самой цели, и перехода к регулярному смещению траектории ракеты в сторону увеличения амплитуды А принимаемого сигнала траектория ракеты приобретает более плавный вид, уменьшая тем самым промахи ракеты.Thus, as a result of the refusal to pursue the FC missile with a target “wandering” far beyond the geometrical dimensions of the target itself and the transition to a regular shift of the missile trajectory towards an increase in the amplitude of the received signal, the missile trajectory acquires a smoother appearance, thereby reducing missile misses.
Источники информацииInformation sources
1. Леонов А.И., Фомичев К.И. Моноимпульсная радиолокация. - М.: Радио и связь, 1984 г.1. Leonov A.I., Fomichev K.I. Monopulse radar. - M .: Radio and communications, 1984
2. Основы радиоуправления. Под ред. В.А.Вейцеля и В.Н.Типугина. М.: "Сов. Радио", 1973 г.2. The basics of radio control. Ed. V.A. Weitel and V.N.Tipugin. M .: "Sov. Radio", 1973
3. Авторское свидетельство СССР №854161, кл. G01S 13/34, 1981 г.3. USSR copyright certificate No. 854161, cl. G01S 13/34, 1981
4. Шерман. Комплексные оценки угловых координат неразрешаемых целей при применении моноимпульсных РЛС. - Зарубежная радиоэлектроника, 1972, №1.4. Sherman. Comprehensive estimates of the angular coordinates of unsolvable targets when using monopulse radars. - Foreign Radio Electronics, 1972, No. 1.
5. Бакулев П.А., Симонов В.И. Возможность использования оценок комплексного сигнала ошибки в моноимпульсных РЛС. - Статистическое моделирование и оптимальное комплексирование автономных измерителей навигационных параметров полета. Тематический сборник научных трудов МАИ. - М.: МАИ, 1981 г.5. Bakulev P.A., Simonov V.I. The possibility of using estimates of the complex error signal in monopulse radars. - Statistical modeling and optimal integration of autonomous measuring instruments for navigation parameters of flight. Thematic collection of scientific works of the Moscow Aviation Institute. - M .: MAI, 1981
6. Симонов В.И. Распознавание пространственно-протяженных объектов по данным угломерного канала моноимпульсных устройств. - Адаптивные устройства обработки информации в радиолокационных и радионавигационных системах. Тематический сборник научных трудов МАИ. - М.: МАИ, 1984 г.6. Simonov V.I. Recognition of spatially extended objects according to the goniometer channel of monopulse devices. - Adaptive information processing devices in radar and radio navigation systems. Thematic collection of scientific works of the Moscow Aviation Institute. - M .: MAI, 1984
7. Штагер Е.А., Чаевский Е.В. Рассеяние волн на телах сложной формы. - М.: "Сов. радио", 1974 г.7. Stager E.A., Chaevsky E.V. Wave scattering on bodies of complex shape. - M .: "Sov. Radio", 1974
8. Радиоприемные устройства. Под ред. А.Г.Зюко. М.: "Связь", 1975 г.8. Radio receivers. Ed. A.G. Zyuko. M .: "Communication", 1975
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006101605/28A RU2303806C1 (en) | 2006-01-23 | 2006-01-23 | Method for forming of control signals in single-pulse homing heads |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006101605/28A RU2303806C1 (en) | 2006-01-23 | 2006-01-23 | Method for forming of control signals in single-pulse homing heads |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2303806C1 true RU2303806C1 (en) | 2007-07-27 |
Family
ID=38431784
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006101605/28A RU2303806C1 (en) | 2006-01-23 | 2006-01-23 | Method for forming of control signals in single-pulse homing heads |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2303806C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2455658C1 (en) * | 2011-02-17 | 2012-07-10 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Method for adaptive spatial compensation of noise during monopulse amplitude integral-differential direction finding |
RU2456631C1 (en) * | 2011-02-17 | 2012-07-20 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Method for adaptive spatial compensation of interference during monopulse amplitude integral-differential direction finding and presence of receiving channel calibration errors |
-
2006
- 2006-01-23 RU RU2006101605/28A patent/RU2303806C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2455658C1 (en) * | 2011-02-17 | 2012-07-10 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Method for adaptive spatial compensation of noise during monopulse amplitude integral-differential direction finding |
RU2456631C1 (en) * | 2011-02-17 | 2012-07-20 | Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Method for adaptive spatial compensation of interference during monopulse amplitude integral-differential direction finding and presence of receiving channel calibration errors |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8269667B2 (en) | GPS-based roll rate and roll angle measurement in the absence of jamming | |
US10072908B2 (en) | Missile seeker and guidance method | |
US8610041B1 (en) | Missile tracking by GPS reflections | |
JP5770360B2 (en) | Target tracking radar and method responsive to variations in target SNR | |
WO2008051204A2 (en) | Surface rf emitter passive ranging accuracy confirmation algorithm | |
Wan et al. | Accurate estimation the scanning cycle of the reconnaissance radar based on a single unmanned aerial vehicle | |
Kovalchuk et al. | Analysis of sensitivity of target tracking systems to external interference in multichannel radars with fixed parameters | |
RU2303806C1 (en) | Method for forming of control signals in single-pulse homing heads | |
RU2275649C2 (en) | Method and passive radar for determination of location of radio-frequency radiation sources | |
RU2298805C2 (en) | Mode of definition of the coordinates of a radiation source (variants) and a radar station for its realization | |
RU2317566C1 (en) | Mode of measuring of angular attitude of radar targets with a two-coordinate radar of meter range | |
RU2308093C1 (en) | Method of control of flying vehicles in heading by means of two-position radar system | |
RU2660159C1 (en) | Method of side-looking airborne radar determination of aircraft demolition angle | |
Paradowski | Microwave emitter position location: present and future | |
RU2689770C1 (en) | Method of identifying position measurements and determining the location of aerial targets in a spatially distributed radio navigation system in a multi-target environment | |
Fathi et al. | Adaptive Fusion of Inertial Navigation System and Tracking Radar Data | |
RU2325306C1 (en) | Method of data computing system operation of missile and device for its implementation | |
RU123178U1 (en) | MONOPULSE RADAR STATION FOR TRACKING THE GROUND TARGET | |
RU2804765C1 (en) | Method of payload delivery to airborne object | |
Doerry et al. | Estimating Radar Velocity using Direction of Arrival Measurements | |
Şahin | Performance optimization of monopulse tracking radar | |
RU2784492C1 (en) | Method for payload delivery to air object | |
KR102509098B1 (en) | Method and apparatus for calculating slant range using monopulse radar | |
Hartzstein | Weighted filtering of monopulse signals | |
RU2777922C1 (en) | Method for generating interference of the “antipode” type |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080124 |