RU2565608C1 - Altimeter of airborne vehicle - Google Patents
Altimeter of airborne vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2565608C1 RU2565608C1 RU2014119046/07A RU2014119046A RU2565608C1 RU 2565608 C1 RU2565608 C1 RU 2565608C1 RU 2014119046/07 A RU2014119046/07 A RU 2014119046/07A RU 2014119046 A RU2014119046 A RU 2014119046A RU 2565608 C1 RU2565608 C1 RU 2565608C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- unit
- output
- measuring unit
- range measuring
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Measurement Of Optical Distance (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для определения высоты полета летательного аппарата (ЛА).The invention relates to the field of measurement technology and can be used to determine the flight altitude of an aircraft (LA).
Устройства для автоматического измерения высоты полета ЛА известны. Наиболее часто для измерения высоты полета используют радиолокаторы, работающие в СВЧ диапазоне [1]. Точность работы радиовысотомеров составляет единицы процентов и уменьшается с уменьшением высоты. Особенно большие погрешности в работе радиолокационных высотомеров наблюдаются при сверхмалых высотах полета (десятки метров), имеющих место при посадке, взлете, выполнении монтажных работ на вертолете, управлении полетом беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Поэтому на сверхмалых высотах радиолокационные высотомеры не находят применения. Для работы на сверхмалых высотах предложены некогерентные рентгеновские измерители малых высот [2, 3], принцип действия которых основан на выделении максимума обратно рассеянных квантов, регистрируемых детектором. Основными недостатками устройств [2, 3] являются: во-первых, невысокая точность измерения высоты, что связано с широкой диаграммой направленности излучения рентгеновского передатчика, доходящей до 80°; во-вторых, в негативном воздействии рентгеновского излучения со средней энергией 60 кэВ в телесном угле до 80° на все живые организмы, что требует принятия специальных защитных мер как для людей, размещаемых на летательном аппарате, так и людей, возможно, находящихся на отражающей поверхности; в-третьих, в относительно большом энергопотреблении. Указанные недостатки в значительной степени устранены в высотомере летательного аппарата [4]. Известное устройство [4] состоит из двух оптико-электронных измерителей наклонной дальности с применением фокусирующих оптических объективов, позволяющих уменьшить ширину диафрагмы направленности до десятков угловых минут, что снижает энергетические затраты и повышает точность измерения высоты. В каждом измерителе наклонной дальности в задней фокальной плоскости первого объектива размещен светоизлучатель, подключенный к блоку питания, а в задней фокальной плоскости второго объектива размещен светочувствительный линейный прибор с зарядовой связью (ЛПЗС), состоящий из N светочувствительных ячеек. Управляет работой светочувствительного ЛПЗС генератор сдвиговых импульсов. Счетчик импульсов фиксирует номер считываемого светочувствительной ячейки ЛПЗС. Информационный выход ЛПЗС через пороговый усилитель подключен к управляющему входу ключа. В том случае, когда с ЛПЗС считывается видеосигнал изображения подстилающей поверхности, освещенной светоизлучателем, на выходе порогового усилителя формируется импульс, который открывает ключ, и показание счетчика импульсов переписывается в регистр памяти. Блок вычисления дальности по номеру светочувствительной ячейки ЛПЗС и известному базовому расстоянию рассчитывает наклонную дальность до освещенной излучателем точки подстилающей поверхности. Эта наклонная дальность зависит как от высоты Н полета ЛА, так и от угла β атаки ЛА (Фиг. 1). Для определения высоты полета в устройстве применено два измерителя наклонной дальности, разнесенных на базовое расстояние L (Фиг. 1). Полученные результаты с выхода каждого блока измерения наклонной дальности одновременно поступают на соответствующие информационные входы блока вычитания, где осуществляется расчет разности между измеренными расстояниями. С выхода блока вычитания результат поступает на вход блока вычисления угла тангажа. При этом информация о расстоянии между блоками измерения наклонной дальности L записывается заранее на этапе юстировки и настройки высотомера в блок памяти. Эти данные подаются на вход блока вычисления sinpβ. С выхода блока вычисления sinβ и входа блока памяти информация поступает на соответствующие входы первого блока умножения, где происходит расчет разности высот нахождения относительно Земли блоков измерения наклонной дальности. Сигнал с входа блока вычитания и сигнал с выхода блока измерения наклонной дальности поступает на соответствующие входы блока деления. В блоке сложения к результату, полученному с входа блока деления, прибавляется единица. На входы второго блока умножения поступают результаты соответственно с блока умножения и блока сложения. Во втором блоке умножения рассчитывается конечная высота Н, значение которой подается на регистратор в требуемой форме.Devices for automatically measuring aircraft altitude are known. Most often, radars operating in the microwave range are used to measure flight altitude [1]. The accuracy of radio altimeters is a few percent and decreases with decreasing altitude. Particularly large errors in the operation of radar altimeters are observed at extremely low altitudes (tens of meters) that occur during landing, take-off, installation work on a helicopter, and flight control of an unmanned aerial vehicle (UAV). Therefore, at very low altitudes, radar altimeters are not used. To work at very low altitudes, incoherent low-level X-ray meters have been proposed [2, 3], the principle of which is based on the detection of the maximum of backscattered quanta recorded by the detector. The main disadvantages of the devices [2, 3] are: firstly, the low accuracy of height measurement, which is associated with a wide radiation pattern of the x-ray transmitter, reaching 80 °; secondly, in the negative effect of x-rays with an average energy of 60 keV in a solid angle of up to 80 ° on all living organisms, which requires special protective measures for both people on the aircraft and people who may be on a reflective surface ; thirdly, in relatively high power consumption. These shortcomings are largely eliminated in the altimeter of the aircraft [4]. The known device [4] consists of two optoelectronic measuring devices of inclined range using focusing optical lenses, which can reduce the width of the aperture to dozens of arc minutes, which reduces energy costs and improves the accuracy of height measurement. A light emitter connected to the power supply unit is located in each oblique range meter in the rear focal plane of the first lens, and a charge-sensitive linear sensing device (LPS) consisting of N photosensitive cells is placed in the rear focal plane of the second lens. The photosensitive LPSS is controlled by a shear pulse generator. The pulse counter records the number of the readable photosensitive LPSS cell. The information output of the LPS through a threshold amplifier is connected to the control input of the key. In the case when the video signal of the image of the underlying surface illuminated by the light emitter is read from the LPS, a pulse is generated at the output of the threshold amplifier, which opens the key, and the reading of the pulse counter is written to the memory register. The range calculation unit by the number of the LPSS photosensitive cell and the known base distance calculates the slant range to the point of the underlying surface illuminated by the emitter. This slant range depends on both the flight height H of the aircraft and the angle of attack β of the aircraft (Fig. 1). To determine the flight altitude in the device, two oblique range meters are used, spaced at the base distance L (Fig. 1). The results obtained from the output of each slant range measuring unit simultaneously arrive at the corresponding information inputs of the subtraction unit, where the difference between the measured distances is calculated. From the output of the subtraction block, the result is input to the pitch angle calculation block. In this case, information about the distance between the slant range measuring units L is recorded in advance at the stage of adjustment and adjustment of the altimeter in the memory unit. This data is fed to the input of the sinpβ calculation unit. From the output of the sinβ computation unit and the input of the memory unit, the information goes to the corresponding inputs of the first multiplication unit, where the calculation of the difference in the heights of the inclined range measuring units relative to the Earth is performed. The signal from the input of the subtraction unit and the signal from the output of the slant range measuring unit are supplied to the corresponding inputs of the division unit. In the addition block, one is added to the result obtained from the input of the division block. The inputs of the second multiplication block receive the results, respectively, from the multiplication block and the addition block. In the second block of multiplication, the final height H is calculated, the value of which is supplied to the recorder in the required form.
Высотомер летательного аппарата [4] может быть выбран в качестве технического решения, наиболее близкого к заявляемому.The altimeter of the aircraft [4] can be selected as the technical solution closest to the claimed one.
Особенность функционирования известного устройства [4] состоит в том, что при его размещении на малоразмерных ЛА, например БПЛА, не удается разнести блоки измерения наклонной дальности на значительные расстояния L, превышающие габаритные размеры самого ЛА и составляющие единицы метров. Поэтому при работе устройства на относительно больших высотах в десятки метров поля зрения блоков измерения наклонной дальности будут пересекаться. Это приведет к тому, что на светочувствительную поверхность ЛПЗС первого блока измерения наклонной дальности будет спроецирован световой поток от светоизлучателя второго блока измерения наклонной дальности и наоборот, на ЛПЗС второго блока измерения наклонной дальности может попасть световое пятно от светоизлучателя первого блока измерения наклонной дальности. В результате может быть рассчитано ошибочное значение высоты полета Н ЛА. Для устранения указанных ошибок в известном устройстве необходимо ограничивать максимально возможную измеряемую высоту условием обеспечения неперекрывания полей зрения блоков измерения наклонной дальности. В общем случае максимально возможная измеряемая высота Н пропорциональна значению базового расстояния L. Поэтому наибольшие ограничения по максимально возможной измеряемой высоте Н будут накладываться при размещении устройства на малогабаритных БПЛА.A feature of the functioning of the known device [4] is that when it is placed on small aircraft, such as UAVs, it is not possible to separate the slant range measuring units over significant distances L, exceeding the overall dimensions of the aircraft itself and amounting to units of meters. Therefore, when the device is operating at relatively high altitudes of tens of meters, the field of view of the slant range measurement units will intersect. This will lead to the fact that the light flux from the light emitter of the second oblique range measuring unit will be projected onto the photosensitive surface of the LPS of the first oblique range measuring unit and vice versa, a light spot from the light emitter of the first oblique range measuring unit can be projected onto the LPS of the second oblique range measuring unit. As a result, the erroneous value of the flight altitude N LA can be calculated. To eliminate these errors in the known device, it is necessary to limit the maximum possible measured height by the condition of ensuring non-overlapping fields of view of slant range measuring units. In the general case, the maximum possible measured height H is proportional to the value of the base distance L. Therefore, the greatest restrictions on the maximum possible measured height H will be imposed when the device is placed on a small UAV.
Таким образом, недостаток известного высотомера летательного аппарата состоит в относительно малом диапазоне измеряемых высот, вызванном ограничением максимально возможной измеряемой высоты.Thus, the disadvantage of the known altimeter of the aircraft is the relatively small range of measured heights caused by the limitation of the maximum possible measured height.
Цель настоящего предложения состоит в расширении диапазона измеряемых высот летательного аппарата.The purpose of this proposal is to expand the range of measured aircraft heights.
Поставленная цель достигается тем, что каждый из двух блоков измерения наклонной дальности освещает земную поверхность поочередно, например первый блок измерения наклонной дальности излучает световой поток и регистрирует его изображение на подстилающей поверхности в тот промежуток времени, когда считывается информация с ЛПЗС второго блока измерения наклонной дальности и, следовательно, этот ЛПЗС не реагирует на освещение его светочувствительной поверхности. Для реализации этого в устройство дополнительно введен RS триггер, каждый блок измерения наклонной дальности дополнен вторым ключом, а каждый блок питания выполнен управляемым, вход управления блока питания служит третьим входом соответствующего блока измерения наклонной дальности, первым и вторым входом которого служат соответствующие входы второго ключа соответствующего блока измерения наклонной дальности. Синхронизацию работы светоизлучателей и ЛПЗС осуществляет RS триггер. В момент окончания считывания информации с ЛПЗС в одном из блоков измерения наклонной дальности, например в первом, импульс выхода старшего разряда соответствующего счетчика импульсов поступает на R вход RS триггера, переводя его в противоположное устойчивое состояние. В результате на его
Структурная схема устройства представлена на Фиг.2. Устройство содержит два идентичных блока: первый блок измерения наклонной дальности 1 и второй блок измерения наклонной дальности 2, которые разнесены один относительно другого на расстояние L (Фиг. 1). Каждый из блоков измерения наклонной дальности 1 и 2 содержат объективы 3 и 4, расположенные в одной плоскости и разнесенные на базовое расстояние I, светоизлучатель 5, управляемый блок питания 6, линейный прибор с зарядовой связью 7, пороговый усилитель 8, ключ 9, регистр памяти 10, счетчик импульсов 11, блок вычисления наклонной дальности 12 и второй ключ 13. Каждый линейный прибор с зарядовой связью 7 предназначен для преобразования светового потока, падающего на светочувствительную поверхность, в зарядовые пакеты в режиме фотопреобразования, и дальнейшего преобразования в режиме считывания в электрический сигнал. Оптические оси объективов 3 и 4 ориентированы в сторону поверхности Земли и размещены в одной плоскости. В задней фокальной плоскости объектива 3 помещен светоизлучатель 5, который подключен к выходу управляемого блока питания 6. В задней фокальной плоскости объектива 4 помещен линейный прибор с зарядовой связью 7. Линейный прибор с зарядовой связью 7 состоит из N-числа светочувствительных ячеек. Структура линейного прибора с зарядовой связью 7 размещена в плоскости, образуемой оптическими осями объективов 3 и 4. Выход линейного прибора с зарядовой связью 7 через пороговый усилитель 8 подключен к управляющему входу ключа 9. Ключ 9 своим информационным выходом подключен к входу регистра памяти 10, а информационным входом - к выходу счетчика импульсов 11. Регистр памяти 10 своим выходом подключен к блоку вычисления дальности 12. Счетчик импульсов 11 своим входом соединен с выходом второго ключа 13 и управляющим входом линейного прибора с зарядовой связью 7, а своим выходом старшего разряда подключен к управляющему входу регистра памяти 10. Первым выходом блока измерения наклонной дальности 1 или 2 является выход соответствующего блока вычисления дальности 12, вторым выходом каждого блока измерения наклонной дальности 1 или 2 служит выход старшего разряда счетчика импульсов 11, информационный вход второго ключа 13 служит первым входом соответствующего блока измерения наклонной дальности 1 или 2, вторым входом которого служит управляющий вход соответствующего ключа 13, а третьим входом блока измерения наклонной дальности служит вход соответствующего управляемого блока питания 6. Выход каждого блока измерения наклонной дальности 1 и 2 подключен к соответствующему входу блока вычитания 14. Блок вычитания 14 своим выходом подключен к первому входу блока вычисления угла тангажа 15. Блок вычисления угла тангажа 15 своим выходом подключен к входу блока вычисления sinβ 16. Блок памяти 17 своим выходом подключен ко второму входу блока вычисления угла тангажа 15 и ко второму входу первого блока умножения 18. Блок вычисления sinβ 16 своим выходом подключен к первому входу первого блока умножения 18. Блок деления 19 своим выходом подключен к входу блока сложения 20, первым информационным входом подключен к выходу блока вычитания 14, а вторым информационным входом подключен к выходу второго блока измерения наклонной дальности 2. Блок сложения 20 своим выходом подключен к входу второго блока умножения 21, выходом соединенного с входом регистратора 22. Второй информационный вход второго блока умножения 21 подключен к выходу первого блока умножения 18. Управляющий выход синхрогенератора 23 подключен к входу генератора сдвиговых импульсов 24, входу блока вычитания 14, входу блока вычисления угла тангажа 15, входу блока вычисления sinβ 16, входу первого блока умножения 18, входу блока деления 19, входу блока сложения 20, входу второго блока умножения 21. Первый вход каждого блока измерения наклонной дальности 1 и 2 соединен с выходом генератора сдвиговых импульсов 24. Второй вход блока измерения наклонной дальности 1 и 2 подключен соответственно к
Работает устройство следующим образом. В процессе работы устройства RS триггер 25 может находится в одном из двух устойчивых состояний. Пусть, для определенности, RS триггер 25 находится в условно «нулевом» состоянии, когда на его Q выходе действует сигнал логической «1», а на его
А-В=С,A-B = C,
где А - сигнал, пропорциональный расстоянию, измеренному первым блоком измерения наклонной дальности 1;where A is a signal proportional to the distance measured by the first slant range measuring unit 1;
В - сигнал, пропорциональный расстоянию, измеренному вторым блоком измерения наклонной дальности 2;B is a signal proportional to the distance measured by the second inclined range measuring unit 2;
С - разность сигналов А и В.C is the difference of signals A and B.
С выхода блока вычитания 14 результат поступает на вход блока вычисления угла тангажа 15. При этом информация о расстояния между блоками измерения наклонной дальности 1 и 2 записывается заранее в блок памяти 17. Эти данные подаются на вход блока вычисления sinβ 16. С выхода блока вычисления sinβ 16 и входа блока памяти 17 информация поступает на соответствующие входы первого блока умножения 18, где происходит расчет разности высот нахождения относительно Земли блоков измерения наклонной дальности 1 и 2. Сигнал с входа блока вычитания 14 и сигнал с выхода блока измерения наклонной дальности 2 поступает на соответствующие входы блока деления 19, где рассчитывается частное (В/(А-В)). В блоке сложения 20 к результату, полученному с входа блока деления 19, прибавляется единица. На входы блока второго умножения 21 поступают результаты соответственно с первого блока умножения 18 и блока сложения 20. Во втором блоке умножения 21 рассчитывается конечная высота, значение которой подается на регистратор 22. Синхронную работу блоков измерения наклонной дальности 1 и 2, блока вычитания 14, блока вычисления угла тангажа 15, блока вычисления sinβ 16, первого блока умножения 18, блока деления 19, блока сложения 20, второго блока умножения 21 обеспечивает синхрогенератор 23.From the output of the subtraction unit 14, the result is fed to the input of the pitch angle calculating unit 15. In this case, information about the distance between the inclined range measuring units 1 and 2 is recorded in advance in the memory unit 17. These data are fed to the input of the sinβ 16 calculation unit. 16 and the input of the memory unit 17, the information is supplied to the corresponding inputs of the first multiplication unit 18, where the calculation of the difference in the heights of the slopes 1 and 2 relative to the Earth is measured. The signal from the input of the subtraction unit 14 and the signal from the output a slant range measurement unit 2 is fed to respective inputs of the division unit 19 where the calculated quotient (B / (A-B)). In addition block 20, a unit is added to the result obtained from the input of division block 19. The inputs of the second multiplication block 21 receive the results, respectively, from the first multiplication block 18 and the addition block 20. In the second multiplication block 21, the final height is calculated, the value of which is supplied to the recorder 22. The synchronous operation of the slant measuring units 1 and 2, the subtraction block 14, the block calculating the pitch angle 15, the calculation unit sinβ 16, the first multiplication unit 18, the division unit 19, the addition unit 20, the second multiplication unit 21 provides the clock generator 23.
Источники информацииInformation sources
1. Колчинский В.Е. и др. Доплеровские устройства и системы навигации. М.: Сов. радио, 1975, с. 45.1. Kolchinsky V.E. and other Doppler devices and navigation systems. M .: Sov. Radio, 1975, p. 45.
2. Герчиков Ф.Л. Управляемое рентгеновское излучение в приборостроении. М.: Энергоатомиздат, 1987, с. 57.2. Gerchikov F.L. Controlled X-ray radiation in instrument making. M .: Energoatomizdat, 1987, p. 57.
3. Лопота В.А., Половко С.А., Смирнова Н.В., Спасский Б.А., Юревич Е.И. Способ измерения малых высот и устройство для его осуществления. Патент RU 2032919 S1, G01S 17/66, 13/64. Опубликован 10.04.1995.3. Lopota V.A., Polovko S.A., Smirnova N.V., Spassky B.A., Yurevich E.I. A method of measuring small heights and a device for its implementation. Patent RU 2032919 S1, G01S 17/66, 13/64. Published on April 10, 1995.
4. Вахмистров А.В., Ковалев Д.И., Шабаков Е.И. Высотомер летательного аппарата. Патент RU 2253880 C1, G01S 13/91, 17/08. Опубликован 10.06.2005.4. Vakhmistrov A.V., Kovalev D.I., Shabakov E.I. Altimeter Aircraft. Patent RU 2253880 C1, G01S 13/91, 17/08. Published June 10, 2005.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014119046/07A RU2565608C1 (en) | 2014-05-12 | 2014-05-12 | Altimeter of airborne vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014119046/07A RU2565608C1 (en) | 2014-05-12 | 2014-05-12 | Altimeter of airborne vehicle |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2565608C1 true RU2565608C1 (en) | 2015-10-20 |
Family
ID=54327258
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014119046/07A RU2565608C1 (en) | 2014-05-12 | 2014-05-12 | Altimeter of airborne vehicle |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2565608C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU217768U1 (en) * | 2022-12-29 | 2023-04-17 | Акционерное общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" | ALTITUDE INDICATOR WITH INCREASED RELIABILITY OF GOOD STATE |
Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2150752C1 (en) * | 1999-01-18 | 2000-06-10 | Московский государственный авиационный институт (технический университет) | Radar system which alarms aircraft against collision |
US6812885B2 (en) * | 2002-05-24 | 2004-11-02 | Honeywell International Inc. | Radio altimeter test method and apparatus |
RU2253880C1 (en) * | 2004-03-29 | 2005-06-10 | Военно-космическая академия им. А.Ф. Можайского | Altimeter of flight vehicle |
RU58727U1 (en) * | 2006-04-20 | 2006-11-27 | ОАО "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" | RADAR DISTANCE METER |
EP1798567A2 (en) * | 2005-12-19 | 2007-06-20 | Honeywell Inc. | Systems and methods for self-calibrating a radar altimeter |
EP2124072A2 (en) * | 2008-05-23 | 2009-11-25 | Honeywell International Inc. | High integrity radio altimeter |
RU2449310C2 (en) * | 2010-06-16 | 2012-04-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Самарский государственный технический университет | Radar meter of low heights |
RU2507539C2 (en) * | 2012-03-22 | 2014-02-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" | Self-contained radar method for preventing collision of aircraft with obstacles in vertical plane and device for realising said method |
-
2014
- 2014-05-12 RU RU2014119046/07A patent/RU2565608C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2150752C1 (en) * | 1999-01-18 | 2000-06-10 | Московский государственный авиационный институт (технический университет) | Radar system which alarms aircraft against collision |
US6812885B2 (en) * | 2002-05-24 | 2004-11-02 | Honeywell International Inc. | Radio altimeter test method and apparatus |
RU2253880C1 (en) * | 2004-03-29 | 2005-06-10 | Военно-космическая академия им. А.Ф. Можайского | Altimeter of flight vehicle |
EP1798567A2 (en) * | 2005-12-19 | 2007-06-20 | Honeywell Inc. | Systems and methods for self-calibrating a radar altimeter |
RU58727U1 (en) * | 2006-04-20 | 2006-11-27 | ОАО "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" | RADAR DISTANCE METER |
EP2124072A2 (en) * | 2008-05-23 | 2009-11-25 | Honeywell International Inc. | High integrity radio altimeter |
RU2449310C2 (en) * | 2010-06-16 | 2012-04-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Самарский государственный технический университет | Radar meter of low heights |
RU2507539C2 (en) * | 2012-03-22 | 2014-02-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" | Self-contained radar method for preventing collision of aircraft with obstacles in vertical plane and device for realising said method |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU217768U1 (en) * | 2022-12-29 | 2023-04-17 | Акционерное общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" | ALTITUDE INDICATOR WITH INCREASED RELIABILITY OF GOOD STATE |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Smith et al. | The lunar orbiter laser altimeter investigation on the lunar reconnaissance orbiter mission | |
US7570347B2 (en) | Chirped amplitude modulation ladar | |
CN103472458B (en) | Three-dimensional video laser radar system based on acousto-optic scanning | |
Zhou et al. | Flash Lidar sensor using fiber-coupled APDs | |
US3802780A (en) | Optical device for position location | |
US20090185159A1 (en) | Distance measuring method and distance measuring element for detecting the spatial dimension of a target | |
CN112424639B (en) | Measuring distance to object using time of flight and pseudo-random bit sequence | |
CN108387907A (en) | Flash-mode laser radar echo signal physical image simulation system and method | |
CN104931974A (en) | Light source modulation and demodulation-based ICMOS high-speed 3D imaging laser radar | |
JP2020153707A (en) | Electronic device and method therefor | |
Degnan et al. | Design and performance of an airborne multikilohertz photon-counting microlaser altimeter | |
Huikari et al. | Compact laser radar based on a subnanosecond laser diode transmitter and a two-dimensional CMOS single-photon receiver | |
US20150092179A1 (en) | Light ranging with moving sensor array | |
Rieger et al. | Resolving range ambiguities in high-repetition rate airborne light detection and ranging applications | |
RU2565608C1 (en) | Altimeter of airborne vehicle | |
Sun et al. | Small all-range lidar for asteroid and comet core missions | |
RU2253880C1 (en) | Altimeter of flight vehicle | |
CN106908804A (en) | A kind of forestry plant three-dimensional point cloud measures laser radar system and method | |
US11722141B1 (en) | Delay-locked-loop timing error mitigation | |
US2882783A (en) | Radiant energy ground-clearance meter | |
Schmidt et al. | 3D sensor development to support EDL (entry, descent, and landing) for autonomous missions to Mars | |
US9791556B2 (en) | Range generation using multiple analog ramps | |
CN203101644U (en) | Periscopic digital imaging laser distance measuring instrument | |
CN113721661B (en) | Cooperative unmanned aerial vehicle cluster observation device | |
RU2558694C1 (en) | Determination of aircraft altitude |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180513 |