RU2305057C1 - Determination of emergency object coordinates by elevation angle and time doppler method - Google Patents
Determination of emergency object coordinates by elevation angle and time doppler method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2305057C1 RU2305057C1 RU2006104487/11A RU2006104487A RU2305057C1 RU 2305057 C1 RU2305057 C1 RU 2305057C1 RU 2006104487/11 A RU2006104487/11 A RU 2006104487/11A RU 2006104487 A RU2006104487 A RU 2006104487A RU 2305057 C1 RU2305057 C1 RU 2305057C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- frequency
- doppler frequency
- voltage
- axis
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемый способ относится к космической технике и может быть использован на космических аппаратах, находящихся на орбите искусственного спутника Земли, кроме геостационарной, стабилизируемых вращением вдоль вертикальной оси.The proposed method relates to space technology and can be used on spacecraft located in the orbit of an artificial Earth satellite, in addition to geostationary, stabilized by rotation along the vertical axis.
Известны способы и системы определения координат аварийного объекта (патенты РФ №№2.155.352, 2.158.003, 2.040.860, 2.59.423, 2.174.092, 2.193.990, 2.201.601, 2.206.902, 2.226.479, 2.240.950; патенты США №№4.161.730, 4.646.090, 4.947.177; Скубко Р.А. и др. Спутник у штурвала. - Л.: Судостроение, 1989. - 168 с. и другие).Known methods and systems for determining the coordinates of an emergency object (RF patents Nos. 2.155.352, 2.158.003, 2.040.860, 2.59.423, 2.174.092, 2.193.990, 2.201.601, 2.206.902, 2.226.479, 2.240 .950; US patents Nos. 4.161.730, 4.646.090, 4.947.177; Skubko R.A. et al. Sputnik at the helm. - L .: Shipbuilding, 1989. - 168 p. And others).
Из известных способов и систем наиболее близким к предлагаемому является "Угломестно-временной доплеровский способ определения координат аварийного объекта" (патент РФ №2.174.092, В64G 1/10, 1999), который и выбран в качестве прототипа.Of the known methods and systems closest to the proposed one is the "Angle-time Doppler method for determining the coordinates of the emergency object" (RF patent No. 2.174.092, B64G 1/10, 1999), which is selected as a prototype.
Согласно известному способу производят поиск такого пространственного положения приемной антенны спутника при наличии факта работы передатчика аварийного объекта, когда частота Доплера принимаемого сигнала равна нулю. В этот момент измеряют угол между осью приемной антенны и осью датчика горизонта. Координаты подспутниковой точки трассы космического аппарата в момент измерения вычисляются. Измерения проводят два раза. По координатам двух подспутниковых точек и двум измерениям указанного угла определяют местоположение аварийного объекта.According to the known method, a search is made for such a spatial position of the satellite’s receiving antenna in the presence of the fact of operation of the transmitter of the emergency object when the Doppler frequency of the received signal is zero. At this point, measure the angle between the axis of the receiving antenna and the axis of the horizon sensor. The coordinates of the sub-satellite point of the spacecraft path at the time of measurement are calculated. Measurements are carried out twice. The coordinates of two sub-satellite points and two measurements of the specified angle determine the location of the emergency object.
Известный способ обеспечивает однозначное определение и повышение точности вычисления координат аварийного объекта, находящегося на поверхности Земли, а также расширение площади просматриваемой поверхности и увеличение отношения сигнал/шум в приемной радиолинии.The known method provides an unambiguous definition and increase the accuracy of calculating the coordinates of an emergency object located on the Earth’s surface, as well as expanding the area of the viewing surface and increasing the signal-to-noise ratio in the receiving radio line.
Для реализации известного способа на аварийном объекте размещается передатчик сигналов, обладающий высокой стабильностью частоты. На борту космического аппарата (КА) размещается измерительное устройство, имеющее в своем составе высокостабильный эталон частоты, частота которого равна частоте аварийного передатчика или отличается от нее на строго фиксированную величину. Сравнение частот принимаемых колебаний с частотой эталона позволяет установить величину доплеровского смещения частоты и по нему определить скорость.To implement the known method, a signal transmitter having high frequency stability is located at the emergency facility. On board the spacecraft (SC) is a measuring device that incorporates a highly stable frequency standard, the frequency of which is equal to the frequency of the emergency transmitter or differs from it by a strictly fixed value. A comparison of the frequencies of the received oscillations with the frequency of the reference allows you to set the magnitude of the Doppler frequency offset and determine the speed from it.
Однако при этом необходимо обеспечить весьма высокую стабильность частоты передатчика и эталонного генератора.However, it is necessary to ensure very high frequency stability of the transmitter and the reference generator.
Действительно, только для того, чтобы заметить доплеровское изменение частоты, возникающее при движении КА со скоростью V, необходимо обеспечить относительную нестабильность частоты излучаемого колебания не ниже чемIndeed, only in order to notice the Doppler frequency change that occurs when the spacecraft moves with speed V, it is necessary to ensure the relative frequency instability of the emitted oscillation is not lower than
где c - скорость распространения радиоволн.where c is the propagation velocity of radio waves.
При условии, что V=8 км/с, имеемProvided that V = 8 km / s, we have
Если же требуется не только заменить доплеровское смещение частоты, но и измерить модуль скорости с погрешностью ΔV, то нестабильность частоты должна быть еще значительно снижена, а именно по крайней мере в (V/ΔV) раз. Общая нестабильность частоты излучаемых колебаний δ должна составлятьIf it is necessary not only to replace the Doppler frequency shift, but also to measure the velocity modulus with an error ΔV, then the frequency instability should be significantly reduced, namely, at least (V / ΔV) times. The general instability of the frequency of the emitted oscillations δ should be
Таким образом, для измерения малых значений доплеровской частоты Fд и фиксации ее нулевого значения при прохождении КА точки траверза стабильность частоты передатчика аварийного объекта должна быть весьма высокой. Это обстоятельство и является недостатком известного способа и препятствием на пути широкого использования беззапросного метода измерения доплеровской частоты.Thus, in order to measure small values of the Doppler frequency F d and fix its zero value when the spacecraft passes the traverse point, the frequency stability of the transmitter of the emergency facility should be very high. This circumstance is a disadvantage of the known method and an obstacle to the widespread use of the unrequited method of measuring Doppler frequency.
Технической задачей изобретения является повышение точности измерения малых значений доплеровской частоты и фиксации ее нулевого значения путем предварительного понижения частоты принимаемых колебаний с помощью гетеродинирования в двух каналах обработки.An object of the invention is to increase the accuracy of measuring small values of the Doppler frequency and fixing its zero value by preliminary lowering the frequency of the received oscillations using heterodyning in two processing channels.
Поставленная задача решается тем, что согласно угломестно-временному доплеровскому способу определения координат аварийного объекта, находящегося на поверхности Земли с помощью космического аппарата, стабилизированного вращением вдоль вертикальной оси, заключающемуся в том, что при появлении сигнала передатчика аварийного объекта на просматриваемой с космического аппарата полосе на поверхности Земли измеряют частоту Доплера беззапросным методом, находят пространственное положение космического аппарата в момент, когда частота Доплера принимаемого сигнала равна нулю, измеряют в этот момент времени угол между механической осью приемной антенны космического аппарата и осью датчика горизонта с привязкой измерения к бортовому времени, вычисляют координаты подспутниковой точки в момент указанного измерения, при этом измерения проводят два раза и по координатам двух подспутниковых точек и двум измерениям угла между механической осью приемной антенны космического аппарата и осью датчика горизонта определяют местонахождение аварийного объекта на поверхности Земли, для измерения частоты Доплера беззапросным методом используют два канала обработки, в которых принимают сигнал, преобразуют по частоте с использованием задающего генератора, при этом в первом канале обработки напряжение задающего генератора сдвигают по фазе на 90°, выделяют напряжения разностной частоты, усиливают и ограничивают их по амплитуде, преобразуя в клиппированные напряжения прямоугольной формы, клиппированное напряжение первого канала обработки преобразуют в последовательность коротких положительных импульсов, временное положение которых соответствует моментам перехода напряжения через нулевой уровень с положительной производной, а клиппированное напряжение второго канала обработки инвертируют по фазе на 180°, полученными короткими положительными импульсами квантуют положительные соседние напряжения клиппированного напряжения второго канала обработки, сравнивают их между собой и автоматически в цифровой форме определяют не только величину доплеровской частоты, но и ее знак, при нулевом значении доплеровской частоты, что соответствует прохождению космическим аппаратом точки траверза, формируют импульс управления для разрешения дальнейшей обработки принимаемого сигнала.The problem is solved in that according to the time-angle Doppler method for determining the coordinates of an emergency object located on the Earth’s surface with the help of a spacecraft stabilized by rotation along the vertical axis, which means that when the signal from the transmitter of the emergency object appears on the band viewed from the spacecraft on the Earth’s surface is measured by the Doppler frequency by the non-query method, the spatial position of the spacecraft is found at the moment when the frequency To the lera of the received signal is zero, the angle between the mechanical axis of the receiving antenna of the spacecraft and the axis of the horizon sensor is measured at this time, the coordinates of the sub-satellite point are calculated at the time of the specified measurement, and the measurements are carried out twice and at the coordinates of two sub-satellites points and two measurements of the angle between the mechanical axis of the receiving antenna of the spacecraft and the axis of the horizon sensor determine the location of the emergency object on the Earth’s surface, to measure the Doppler frequency by a non-query method, two processing channels are used in which a signal is received, converted in frequency using a master oscillator, while in the first processing channel, the voltage of the master oscillator is phase shifted by 90 °, the differential frequency voltages are isolated, amplified and limited by amplitude, converting into clipped rectangular voltage, the clipped voltage of the first processing channel is converted into a sequence of short positive pulses, temporary the position of which corresponds to the moments when the voltage passes through the zero level with a positive derivative, and the clipped voltage of the second processing channel is inverted by 180 ° phase, the positive adjacent impulses of the clipped voltage of the second processing channel are quantized by short positive pulses, they are compared and automatically determined in digital form not only the magnitude of the Doppler frequency, but also its sign, at a zero value of the Doppler frequency, which corresponds to the passage the spacecraft traverse point, form a control pulse to allow further processing of the received signal.
Геометрическая схема расположения КА и двух подспутниковых точек показана на фиг.1 и 2. Структурная схема бортовой аппаратуры КА изображена на фиг.3.The geometric arrangement of the spacecraft and two sub-satellite points is shown in figures 1 and 2. The structural diagram of the onboard equipment of the spacecraft is shown in figure 3.
Бортовая аппаратура КА содержит корпус 1, импульсный инфракрасный датчик 2 горизонта и последовательно включенные приемную антенну 3, размещенную на одной оси противоположно инфракрасному датчику 2 горизонта, механическая ось которой не совпадает с осью вращения КА, приемное устройство 5, второй вход которого соединен с выходом бортового задающего генератора 19, измеритель 6 частоты Доплера, устройство 4 сравнения, заторможенный блокинг-генератор 7, схему И 9, второй вход которой через схему И 8 соединен с вторыми выходами приемного устройства 5 и блокинг-генератора 7, вентиль 10, схему 14 коммутации, магнитное запоминающее устройство 15, передатчик 16, второй вход которого соединен со вторым выходом схемы 14 коммутации, и передающую антенну 17. Ко второму выходу бортового задающего генератора 19 последовательно подключены бортовое временное устройство 18 и вентиль 11, второй вход которого соединен со вторым выходом схемы И 9, а выход подключен к второму входу схемы 14 коммутации. К выходу импульсного инфракрасного датчика 2 горизонта подключен счетчик 13 импульсов, второй вход которого соединен с выходом генератора 12 импульсов, а выход соединен со вторым входом вентиля 10.The spacecraft on-board equipment includes a
Измеритель 6 частоты Доплера содержит два канала обработки, каждый их которых состоит из последовательно подключенных к первому выходу приемного устройства 5, смесителя 22 (23), второй вход которого соединен с первым выходом бортового задающего генератора 19 через фазовращатель 21 на 90° (и непосредственно), усилителя 24 (25) разностной частоты и усилителя-ограничителя 26 (27). К выходу усилителя-ограничителя 26 последовательно подключены формирователь 28 импульсов, первая схема И 30, второй вход которого соединен с выходом усилителя-ограничителя 27, и суммирующий вход реверсивного счетчика 32, выход которого подключен к входу устройства 4 сравнения. К выходу усилителя-ограничителя 27 последовательно подключены фазоинвертор 29 на 180° и вторая схема И 31, второй вход которой соединен с выходом формирователя 28 импульсов, а выход подключен к вычитающему входу реверсивного счетчика 32.The
Предлагаемый способ осуществляется следующим образом.The proposed method is as follows.
Поступательное движение КА по орбите осуществляется с линейной скоростью V. Небольшой отрезок орбиты вблизи от точки А траверза будем считать отрезком прямой линии. Ось вращения КА отклонена от местной вертикали, она не совпадает с механической осью приемной антенны 3. Импульсный датчик 2 горизонта размещен на одной оси противоположно приемной антенне 3 (фиг.1, 2).The translational motion of the spacecraft in orbit is carried out with a linear velocity V. We will consider a small segment of the orbit near point A of the beam to be a segment of a straight line. The axis of rotation of the spacecraft is deviated from the local vertical, it does not coincide with the mechanical axis of the
Поступательное движение КА, ось вращения которого отклонена от местной вертикали, обеспечивает перемещение линии сканирования диаграммы направленности приемной антенны 3 и последовательный просмотр полосы на поверхности Земли вдоль орбиты космического аппарата. Частота вращения КА выбирается из условия просмотра поверхности Земли без пропуска. Приемная антенна 3 выбирается такой, чтобы ось диаграммы направленности совпадала с механической осью антенны. Для устранения неоднозначности механическая ось приемной антенны 3 космического аппарата сдвигается относительно оси вращения на угол β, равный ширине диаграммы направленности приемной антенны (фиг.1, 2).The translational motion of the spacecraft, the axis of rotation of which is deviated from the local vertical, provides movement of the scanning line of the radiation pattern of the receiving
При появлении сигналаWhen a signal appears
uc(t)=Uccos(ωct+φc), 0≤t≤Tc,u c (t) = U c cos (ω c t + φ c ), 0≤t≤T c ,
где Uc, ωc, φc, Tc - амплитуда, несущая частота, начальная фаза и длительность сигналаwhere U c , ω c , φ c , T c - amplitude, carrier frequency, initial phase and signal duration
передатчика 20 аварийного объекта в просматриваемой полосе на поверхности Земли, он с выхода приемника 5 поступает на первый вход смесителей 22 и 23 измерителя 6 частоты Доплера, на второй вход которых подается напряжение бортового задающего генератора 19 через фазовращатель 21 на 90° и непосредственно соответственно:the
uг1(t)=UГ·sin(ωгt+φг),u g1 (t) = U Г sin (ω g t + φ g ),
uг2(t)=UГ·cos(ωгt+φг),u g2 (t) = U Г cos (ω g t + φ g ),
где UГ, ωГ, φГ - амплитуда, частота и начальная фаза напряжения задающего генератора 19.where U Г , ω Г , φ Г - amplitude, frequency and initial phase of the voltage of the
На выходе смесителей 22 и 23 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителями 24 и 25 выделяются напряжения разностной частоты, т.е. частоты расстройки (частоты биений):At the output of the
up1(t)=Up·sin(ωpt+φp),u p1 (t) = U p sin (ω p t + φ p ),
up2(t)=Up·cos(ωpt+φp),u p2 (t) = U p cos (ω p t + φ p ),
где 
K1 - коэффициент передачи смесителей;K 1 - gear ratio of the mixers;
ωр=ωc-ωГ - промежуточная частота;ω p = ω c -ω G is the intermediate frequency;
φр=φс-φГ,φ p = φ s -φ G ,
которые поступают на входы усилителей-ограничителей 26 и 27 соответственно. При этом если частота ωс принимаемого сигнала выше частоты ωГ задающего генератора 19, то напряжения разностной частоты up1(t) и up2(t), выделяемые усилителями 24 и 25 разностной частоты, будут сдвинуты относительно друг друга на 90°, в противном случае на -90°. Следовательно, фазовый сдвиг на разностной частоте ωр меняется скачком на 180° при изменении знака расстройки.which go to the inputs of the amplifier-
Измерение разностной частоты ωр производится электронно-счетным методом. Для этого напряжения разностной частоты up1(t) и up2(t) преобразуются с помощью усилителей-ограничителей 26 и 27 в клиппированные напряжения прямоугольной формы. Причем напряжение прямоугольной формы с выхода усилителя-ограничителя 26 с помощью формирователя 28 импульсов преобразуется в последовательность коротких положительных импульсов, временное положение которых соответствует моментам перехода напряжения через нулевой уровень с положительной производной. Напряжение прямоугольной формы с выхода усилителя-ограничителя 27 инвертируется по фазе на 180° с помощью фазоинвертора 29. Полученные короткие положительные импульсы поступают на первые входы схем совпадения И 30 и И 31, на вторые входы которых подается напряжение прямоугольной формы с выхода усилителя-ограничителя 27. Короткие положительные импульсы появляются на выходе той схемы совпадения И 30 и И 31, на выходе которой моменты появления коротких положительных импульсов совпадают с положительным значением прямоугольного напряжения, а их количество будет определяться частотой расстройки ωр. При этом показания реверсивного счетчика 32 будут соответствовать величине и знаку данной расстройки (доплеровской частоты).The measurement of the difference frequency ω r is carried out by the electron-counting method. For this, the voltage of the difference frequency u p1 (t) and u p2 (t) are converted using
Таким образом, измеритель 6 частоты Доплера позволяет автоматически определять не только величину доплеровской частоты, но и ее знак.Thus, the
Достоинством данного измерителя является высокая точность измерения и представление результата измерения в двоичном коде.The advantage of this meter is the high accuracy of the measurement and the presentation of the measurement result in binary code.
При достижении частоты Доплера значения, равного нулю, механическая ось приемной антенны 3 находится в точке траверза. В этот момент устройством 4 сравнения формируется импульс управления для разрешения дальнейшей обработки принимаемого сигнала. В этот же момент времени измеряется значение угла между осью датчика 2 горизонта и положением механической оси приемной антенны 3 (угла α). Измерения привязываются к бортовому времени устройством 18 и записываются в магнитное запоминающее устройство 15 или передаются через передатчик 16 на наземный приемный пункт. Для определения координат аварийного объекта необходимо измерить угол α и вычислить координаты подспутниковой точки. По координатам двух подспутниковых точек и двум измеренным углам α1 и α2 однозначно определяется местоположение аварийного объекта.When the Doppler frequency reaches a value of zero, the mechanical axis of the receiving
Вычисление координат аварийного объекта возможно на борту КА при наличии бортовой цифровой вычислительной машины либо на наземном приемном пункте.Calculation of the coordinates of the emergency facility is possible on board the spacecraft in the presence of an on-board digital computer or at a ground-based receiving point.
В исходном состоянии до попадания сигнала с передатчика 20 аварийного объекта в диаграмму направленности приемной антенны 3 на выходе приемника 5 сигнал отсутствует. На выходе схемы совпадения И 8 - нуль. Схема совпадения И 9 закрыта, на выходах схемы совпадения И 9 - нуль. Импульсный или инфракрасный датчик 2 горизонта в момент пересечения трассы космического аппарата вырабатывает импульс, который обнуляет счетчик 13 импульсов. С генератора 12 импульсов импульсы поступают на счетчик 13. Схема совпадения И 9 закрыта, вентили 10, 11 - закрыты.In the initial state, before the signal from the
При появлении сигнала с передатчика 20 аварийного объекта в полосе земной поверхности, просматриваемой диаграммой направленности приемной антенны 3, появляется сигнал на выходе приемника 5. На выходе схемы совпадения И 8 - единица. При достижении значения частоты Доплера на выходе измерителя 6, равного нулю, открывается устройство 4 сравнения, которое формирует импульс управления. Последний запускает заторможенный блокинг-генератор 7, на выходах схемы совпадения И 9 появляется единица. Открываются вентили 10, 11. Информация о значении угла α (количество импульсов, записанных в счетчик 13 импульсов) и времени измерения записывается через схему 14 коммутации на магнитное запоминающее устройство 15. В зоне приема наземного пункта управления космическим аппаратом информация сбрасывается с магнитного запоминающего устройства 15 через передатчик 16 и передающую антенну 17.When a signal appears from the
При срабатывании импульсного датчика 2 горизонта система возвращается в исходное состояние.When triggered by a
Последовательность описанных выше операций позволяет однозначно определять координаты аварийного объекта, сократить время его поиска, увеличить площадь просматриваемой поверхности Земли за счет сканирования приемной диаграммы направленности, увеличить соотношение сигнал/шум приемной радиолинии за счет использования приемных антенн с узкой диаграммой направленности.The sequence of operations described above allows you to uniquely determine the coordinates of the emergency object, reduce its search time, increase the area of the Earth’s surface by scanning the receiving radiation pattern, and increase the signal-to-noise ratio of the receiving radio line by using receiving antennas with a narrow radiation pattern.
Таким образом, предлагаемый способ по сравнению с прототипом и другими техническими решениями аналогичного назначения обеспечивает повышение точности измерения малых значений доплеровской частоты и фиксацию ее нулевого значения. Это достигается путем предварительного понижения частоты принимаемых колебаний с помощью гетеродинирования в двух каналах обработки. Достоинством предлагаемого способа является также представление результата измерения в двоичном коде.Thus, the proposed method in comparison with the prototype and other technical solutions for a similar purpose provides increased accuracy of measurement of small values of the Doppler frequency and fixation of its zero value. This is achieved by preliminary lowering the frequency of the received oscillations by heterodyning in two processing channels. The advantage of the proposed method is also the presentation of the measurement result in binary code.
В системе, реализующей предложенный способ, не проявляется каких-либо специфических жестких требований к стабильности несущей частоты ωс, излучаемой передатчиком аварийного объекта. Это является ее существенным преимуществом.In the system that implements the proposed method, there are no specific strict requirements for the stability of the carrier frequency ω s emitted by the transmitter of the emergency facility. This is its significant advantage.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006104487/11A RU2305057C1 (en) | 2006-02-13 | 2006-02-13 | Determination of emergency object coordinates by elevation angle and time doppler method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006104487/11A RU2305057C1 (en) | 2006-02-13 | 2006-02-13 | Determination of emergency object coordinates by elevation angle and time doppler method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2305057C1 true RU2305057C1 (en) | 2007-08-27 |
Family
ID=38597071
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006104487/11A RU2305057C1 (en) | 2006-02-13 | 2006-02-13 | Determination of emergency object coordinates by elevation angle and time doppler method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2305057C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116886133A (en) * | 2023-09-06 | 2023-10-13 | 北京奥威通科技有限公司 | Intelligent reflecting surface optimization method and system for rail traffic communication |
-
2006
- 2006-02-13 RU RU2006104487/11A patent/RU2305057C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116886133A (en) * | 2023-09-06 | 2023-10-13 | 北京奥威通科技有限公司 | Intelligent reflecting surface optimization method and system for rail traffic communication |
| CN116886133B (en) * | 2023-09-06 | 2024-02-13 | 北京奥威通科技有限公司 | Intelligent reflecting surface optimization method and system for rail traffic communication |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7298325B2 (en) | Technique for accurate estimate of large antenna inertial two dimensional orientation using relative GPS spatial phase | |
| US6111536A (en) | System and method for distance measurement by inphase and quadrature signals in a radio system | |
| Moccia et al. | Spaceborne bistatic synthetic aperture radar for remote sensing applications | |
| EP1279970A2 (en) | A system for monitoring a feature of a surface with broad swath and high resolution | |
| US20060262004A1 (en) | Method for producing map images of surface sea current velocity vectors and altimetric radar system using the method | |
| Pierrottet et al. | Flight test performance of a high precision navigation Doppler lidar | |
| Zhang et al. | An innovative push-to-talk (PTT) synchronization scheme for distributed SAR | |
| Fried | Principles and performance analysis of Doppler navigation systems | |
| Martin-Neira et al. | Study of a constellation of bistatic radar altimeters for mesoscale ocean applications | |
| RU2275650C1 (en) | Method for location of space vehicles | |
| RU2305057C1 (en) | Determination of emergency object coordinates by elevation angle and time doppler method | |
| RU2329921C2 (en) | Elevation-time doppler method of determination of spacecraft in distress coordinates | |
| WO1984001832A1 (en) | Method and apparatus for deriving pseudo range from earth-orbiting satellites | |
| US3141167A (en) | Navigation system | |
| RU2726916C1 (en) | Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites | |
| Vavriv et al. | Cost-effective Ku-band airborne SAR with Doppler centroid estimation, autofocusing, and indication of moving targets | |
| RU2706638C2 (en) | Method of determining orientation of spacecraft based on signals of navigation satellites | |
| RU2328416C1 (en) | Elevation doppler system for emergency object positioning | |
| Clegg et al. | Doppler navigation | |
| RU2764935C1 (en) | Method for determining the orientation of a space vehicle based on signals from navigation satellites | |
| RU2302645C1 (en) | Elevation-time doppler method for determining coordinates of emergency object | |
| Sauta et al. | Principles of radio navigation for ground and ship-based aircrafts | |
| RU2174092C2 (en) | Doppler method of determining coordinates of emergency object by elevation angle and time | |
| RU2313477C1 (en) | Determination of coordinates of emergency object by elevation angle and time doppler method | |
| Van Baelen | Comparison of clear air atmospheric radar techniques for the study of atmospheric dynamics in the troposphere and the stratosphere |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080214 |