RU2571363C2 - Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных воздушных объектов - Google Patents
Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных воздушных объектов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2571363C2 RU2571363C2 RU2014102723/08A RU2014102723A RU2571363C2 RU 2571363 C2 RU2571363 C2 RU 2571363C2 RU 2014102723/08 A RU2014102723/08 A RU 2014102723/08A RU 2014102723 A RU2014102723 A RU 2014102723A RU 2571363 C2 RU2571363 C2 RU 2571363C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- antenna
- angular velocity
- drive
- target
- tracking
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Abstract
Изобретение относится к радиоэлектронным системам сопровождения, в частности к следящим системам по направлению (измерителям углов и угловых скоростей линии визирования), в которых используется инерционный привод антенны, и может быть использовано для эффективного управления инерционными следящими системами по направлению в режиме сопровождения различных воздушных объектов, включая интенсивно маневрирующие. Технический результат - повышение точности и устойчивости сопровождения по направлению интенсивно маневрирующих объектов (ИМО). Для этого способ учитывает в законе управления угловую скорость линии визирования, ее первую и вторую производные, а также инерционные свойства привода антенны, при этом в способе в сигнале управления дополнительно учитываются скорость линии визирования, ее первая и вторая производные. 6 ил.
Description
Изобретение относится к радиоэлектронным системам сопровождения, в частности к следящим системам по направлению, и может быть использовано для эффективного управления инерционными приводами антенн следящих угломеров в режиме сопровождения различных воздушных объектов, в том числе и интенсивно маневрирующие.
Необходимо подчеркнуть, что использование следящих угломеров с электромеханическим приводом по-прежнему остается актуальным, особенно в летательных системах одноразового применения.
Существующие системы радиолокационного сопровождения с электромеханическим приводом базируются на использовании следящих систем с астатизмом второго (редко - третьего) порядка. Применение в них типовых алгоритмов автоматического сопровождения приводит к существенному несоответствию динамических свойств интенсивно маневрирующих объектов (ИМО) и бортовых систем сопровождения. Это обусловливает отсутствие устойчивого сопровождения объектов при появлении в законах изменения сопровождаемых координат (дальности, углов) производных третьего и более высоких порядков.
Из известных технических решений наиболее близким является способ управления приводом антенны в угломере, приведенный в [2]. В данном алгоритме сигнал управления учитывает ошибки сопровождения по углу и угловой скорости в соответствии с формулой:
где: ua - сигнал управления приводом антенны; Kφ - постоянный коэффициент усиления, определяющий вес ошибки управления по углу
;
- оценка пеленга цели;
- оценка угла поворота антенны;
Kω - постоянный коэффициент усиления, определяющий вес сигнала
ошибки сопровождения по угловой скорости;
- оцененная угловая скорость цели;
- оцененная угловая скорость привода антенны.
Недостатками прототипа являются:
1. При используемом в угломере способе управления приводом антенны недостаточно учитывается несоответствие динамических свойств цели и угломера.
2. Низкая устойчивость сопровождения при появлении в законах изменения сопровождаемых координат производных третьего и более высоких порядков.
Эти недостатки обусловлены тем, что в данном алгоритме не учитывается угловая скорость линии визирования. Их можно уменьшить, если управлять динамичностью РЛС с целью приближения ее к динамичности ЛА. Для этого необходимо использовать закон управления РЛС, на стадии синтеза которого будут скомпенсированы инерционные свойства следящей системы. Этого можно достичь учетом угловой скорости линии визирования и ее производных в сигнале управления приводом антенны.
Таким образом, задачей изобретения является разработка способа формирования сигнала управления приводом антенны, обеспечивающего высокоточное, устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих целей по направлению, без изменения конструкции привода.
Поставленная задача достигается тем, что сигнал управления, формируемый взвешенной суммой ошибок сопровождения по углу и угловой скорости, дополняется слагаемыми, учитывающими угловую скорость линии визирования и ее производные, вес которых зависит от соотношения коэффициентов усиления привода и его постоянной времени.
Технический результат, который может быть получен от использования предлагаемого изобретения, заключается в обеспечении высокой точности и устойчивости сопровождения по направлению ИМО.
Сущность предлагаемого изобретения заключается в разработке формирователя сигнала управления приводом антенны, обеспечивающего бессрывное высокоточное сопровождение ИМО. Для решения поставленной задачи воспользуемся математическим аппаратом СТОУ. Это позволяет [1] для системы
предназначенной для отработки процесса
сформировать сигнал управления
оптимальный по минимуму локального функционала качества
B(2)-(7):
t - текущее время,
xT, и xY - n-мерные векторы состояния цели и следящей системы,
FT и FY - динамические матрицы внутренних связей соответствующих векторов состояния,
u - r-мерный (r≤n) вектор сигналов управления,
ξУ и ξТ - векторы шумов состояния,
Q - неотрицательно определенная матрица штрафов за ошибки в момент времени tK окончания управления,
L - матрица штрафов за ошибки в текущий момент времени t,
K - положительно определенная матрица штрафов за величину сигналов вектора управления u,
PY - матрица весовых коэффициентов текущего состояния xY,
M - знак условного математического ожидания.
В дальнейшем для упрощения записей зависимость векторов и матриц от времени будет опущена.
Использование (4)-(6) не позволяет учесть в законе управления несоответствие динамических свойств цели и угломера. В связи с этим необходимо преобразовать исходное выражение к виду, в котором это несоответствие будет учтено. В общем случае несоответствие динамических свойств РЛС и цели можно выразить вектором ошибок:
изменение которого во времени можно найти посредством решения векторного уравнения:
Учитывая в (9) выражения (2) и (3) получим:
Решение этого неоднородного уравнения состоит из решения однородной части, определяемого первым слагаемым FYΔx, и частного решения неоднородного уравнения, определяемого вторым и третьим слагаемыми - BYu+(FT-FY)xT.
Отсюда следует, что выбором сигнала управления можно скомпенсировать несоответствие динамических свойств РЛС и цели. Если динамические свойства (2) РЛС соответствуют требуемым значениям (FY=FT), то ошибка будет убывать вплоть до нуля, со скоростью, определяемой динамическими свойствами РЛС (FY). В такой ситуации убывание можно ускорить за счет сигнала управления. Иначе, в случае несоответствия динамических свойств (FY≠FT), в решении (10) появляется вынужденная составляющая, и коррекция не всегда будет давать в пределе нулевую ошибку.
Найдем управляющий сигнал, который будет минимизировать ошибку сопровождения при FY≠FT. При использовании общих соотношений (4)-(6) для (10), полагая, что Δx=y получим:
где ξyu=(FT-FY)xT. Тогда сигнал управления:
Далее без ограничения общности будем полагать, что наведение осуществляется в горизонтальной плоскости. Воспользовавшись теоремой статистической эквивалентности [1], будем считать, что ξТ(t)=0 и ξУ(t)=0, при этом будем полагать, что используются высокоточные алгоритмы оптимальной фильтрации, при которых
,
.
В качестве модели состояния системы сопровождения воспользуемся типовым уравнением привода антенны [2]:
а в качестве модели движения цели используем кинематические уравнения [2]:
где φа и ωа - угол поворота антенны относительно продольной оси носителя и угловая скорость ее перемещения, T - постоянная времени привода угломера, b - коэффициент его усиления, φц и ωц - пеленг цели и угловая скорость линии визирования, ψ - курс носителя, Д и
- дальность до цели и ее производная, jц и jн - поперечные ускорения цели и носителя, ξа и ξц - шумы состояния привода и цели. Взаимное геометрическое расположение цели и носителя РЛС показано на фигуре 1, на котором точками Ooy и Oц показано расположение объекта управления (ОУ) и цели. Тогда, исходя из (8), (15) и (16) можно определить ошибки сопровождения по углу и скорости:
Сопоставляя (15)-(17) и (2), (3), запишем в явном виде векторы состояния и динамические матрицы связей системы:
В свою очередь несоответствие динамических свойств РЛС и цели определяется матрицей:
Из (19) следует, что для соответствия динамических свойств цели и следящей системы необходимо выполнение условия
. Однако, при T=const обеспечить это условие невозможно, поскольку Д и
меняются в процессе сопровождения. В связи с этим, целесообразно для решения этой задачи использовать расчет сигнала управления по правилу (12)-(14), при условии, что матрицы PY, Q, L и вектор ρ введены в общем виде:
Тогда используя (19) и (20) в формулах (12)-(14), получим:
Можно заметить, что система уравнений (22), не решаемая в общем случае в аналитическом виде, должна решаться численно в обратном времени. Следовательно, сигнал управления (21) не может быть получен в режиме реального времени. Однако может быть найдено стационарное решение системы (22) при условии
,
,
, которое имеет место при t<<tк.
Поскольку момент окончания управления неизвестен, то будет достаточно выбрать конечное время работы системы заведомо больше максимально возможного времени работы следящей системы.
В таком случае можно считать, что требуемое условие будет выполняться на всем участке работы следящей системы
Графики зависимостей p12 и p22, используемых в (21), для некоторых соотношений коэффициентов штрафов показаны на фигурах 2а, б. При этом номера 1, 2, 3, 4 кривых соответствуют парам соотношений 1) (m1, n1); 2) (m2, n1); 3) (m1, n2); 4) (m2, n2), где mi=l11/k, ni=l22/k, i=1, 2, m2=100m1, n2=2n1. Установившийся характер этих зависимостей на большей части временного диапазона показывает справедливость сделанных нами допущений (23).
Анализ переходных процессов, имеющих место при вычислении p12, p22, при различных соотношениях коэффициентов штрафов свидетельствуют о том, что время регулирования не превышает двух секунд (фигуры 2а, б). Принимая во внимание условие (23) можно утверждать, что в течение всего времени работы tРЛС, значения p12, p22 будут постоянными. Это дает возможность при вычислении (21) использовать их установившееся значение. Тогда:
где были учтены выводы теоремы статистической эквивалентности о замене координат состояния их оценками [2].
Анализ закона управления (24) позволяет сделать следующие заключения.
1. Полученный закон отличается от прототипа (1) тем, что в нем учтена угловая скорость линии визирования и ее производные.
2. Варьируя значениями коэффициентов b, p12, p22, k, T можно получить широкий спектр законов управления, обеспечивающих сопровождение ИМО, адаптированных под конкретный тип привода антенны.
3. Для реализации полученного закона сопровождения в угломере требуется оценивать пеленг цели, угол поворота антенны, угловую скорость линии визирования, ее первую и вторую производные, что позволяет скомпенсировать его инерционность.
4. Предложенный алгоритм управления инерционным приводом угломера не накладывает принципиальных ограничений на возможность его реализации.
На основе результатов проведенного анализа следует отметить, что описанный способ управления приводом следящего угломера, в котором дополнительно учитываются угловая скорость и ее производные, является принципиально новым, устраняя недостатки и негативные последствия применения классических методов управления в существующих системах сопровождения по направлению, обеспечивая устойчивое высокоточное сопровождение ИМО. Также следует отметить, что информационное обеспечение алгоритма управления (24) может быть осуществлено в существующих угломерах с учетом реальных ограничений, что свидетельствует о возможности практической реализации метода.
Технический результат, который может быть получен от использования предлагаемого изобретения, заключается в обеспечении высокой точности и устойчивости сопровождения по направлению ИМО. При этом сигнал управления является функцией не только ошибок сопровождения, но и угловой скорости линии визирования, ее первой и второй производных, что собственно и позволяет учесть и скомпенсировать инерционность привода угломера. В этом случае инерционный угломер способен сопровождать цель, двигающуюся по сложному закону.
Проверка работоспособности предложенного способа управления приводом антенны осуществлялась в процессе имитационного моделирования маневра цели и движения антенны в соответствии с моделью (15). Для управления приводом антенны использовались предложенный алгоритм (24) и прототип (1).
1. Алгоритм способен отрабатывать начальные ошибки сопровождения любого знака и в любом сочетании, что иллюстрируется графиками зависимостей относительных ошибок сопровождения цели по пеленгу и угловой скорости приведенными на фигуре 3, где различными линиями (сплошная, пунктирная, штриховая, штрихпунктирная) изображены зависимости для различных знаков ошибок захвата: 1) Δφ(0)<0, Δω(0)<0; 2) Δφ(0)>0, Δω(0)<0; 3) Δφ(0)>0, Δω(0)>0; 4) Δφ(0)<0, Δω(0)>0.
2. На фигуре 4 показано, что предложенный алгоритм способен сопровождать цели, двигающиеся по сложному закону, содержащему производные углов и угловых скоростей высоких порядков:
что иллюстрируется графиками зависимостей ошибок сопровождения цели по углу и по угловой скорости при использовании прототипа (пунктирная линия) и предложенного алгоритма (сплошная линия).
3. Сигнал управления способен обеспечить сопровождение цели, двигающейся по синусоидальному закону, характерному для гиперзвуковых летательных аппаратов:
что иллюстрируется графиками зависимостей ошибок сопровождения цели по углу и по угловой скорости при использовании прототипа (пунктирная линия) и предложенного алгоритма (сплошная линия) приведены на фигуре 5, где пеленг цели изменяется по синусоидальному закону.
Таким образом, на основании проведенных исследований можно сделать вывод, что алгоритм способен сопровождать цели, двигающиеся по любым законам.
В более общем виде алгоритм (24) можно представить в виде
где
,
- оценка угла поворота антенны и его производная;
,
,
,
- оценка пеленга цели и его производные;
,
,
,
,
- постоянные коэффициенты, зависящие от параметров привода антенны, определяющие вес измеряемых сигналов в сигнале управления приводом антенны.
Пример структурной схемы угломера, в котором использован закон управления (24), приведен на фигуре 6, где:
1 - датчик положения антенны
2 - привод угломера
3 - фильтр датчика положения антенны
4 - пеленгатор
5, 6 - вычитающие устройства
7 - фильтр угломера
8, 9, 10, 11, 12 - усилители
13 - сумматор
Примечание: двойная пунктирная линия обозначает механическую связь.
Функциональное назначение представленной на фигуре 6 структурной схемы системы управления приводом угломера заключается в формировании сигнала ошибки сопровождения по углу
, вычитанием из значения оценки пеленга цели
значения оценки угла поворота антенны
и усиление его постоянным K1, зависящим от свойств привода антенны, формировании сигнала ошибки сопровождения по угловой скорости
, вычитанием из значения оценки угловой скорости цели
значения оценки угловой скорости поворота антенны
и усиление его постоянным K2, зависящим от свойств привода антенны, формировании сигнала ошибки сопровождения по угловой скорости
, вычитанием из значения оценки угловой скорости цели
значения оценки угловой скорости поворота антенны
и усиление его постоянным K2, зависящим от свойств привода антенны, формировании сигналов оценки угловой скорости цели
, его первой
и второй производной
, усилении их коэффициентами K3, K4, K5 соответственно. Коэффициенты назначают на стадии разработки угломера и по их значениям определяют коэффициенты усиления соответствующих усилителей.
Использование изобретения позволит осуществлять в угломерах высокоточное устойчивое сопровождение сверхманевренных целей по направлению при использовании обычных инерционных приводов антенн, не требуя изменения конструкции привода антенны.
Кроме того, заявленный способ формирования сигнала управления инерционным приводом антенны позволяет получить большое количество реализации, адаптированных под конкретный вид привода антенны и требуемый закон изменения сопровождаемых координат. Причем эти реализации, соответствующие в общем случае соотношению (24), будут отличаться лишь значениями весовых коэффициентов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. T.1. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа. / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003.
2. Меркулов В.И. [и др.]. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения. Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М. Радиотехника, 2003. - 390 с.
Claims (1)
- Способ управления инерционным приводом антенны, состоящий в том, что формируют сигналы ошибок сопровождения по пеленгу и угловой скорости цели вычитанием из значения оцененного сигнала пеленга цели значения оцененного сигнала угла поворота антенны и вычитанием из значения оцененного сигнала угловой скорости цели значения оцененного сигнала угловой скорости поворота антенны , усиливая их постоянными коэффициентами и , зависящими от свойств привода антенны, отличающийся тем, что дополнительно учитывают в сигнале оценки угловой скорости линии визирования , ее первой и второй производных, усиленные различными коэффициентами , и , зависящими от параметров привода антенны угломера, и складывают их с усиленными сигналами ошибок сопровождения , образуя сигнал управления приводом антенны
,
где и - оценки угла поворота антенны и ее угловой скорости, и - оценки пеленга цели и угловой скорости линии визирования, и - оценки первой и второй производных угловой скорости линии визирования, T - постоянная времени привода угломера, b - коэффициент усиления привода угломера, p12 и p22 - весовые коэффициенты оценки текущего состояния, k - коэффициент штрафа за величину сигнала управления.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014102723/08A RU2571363C2 (ru) | 2014-01-29 | 2014-01-29 | Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных воздушных объектов |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014102723/08A RU2571363C2 (ru) | 2014-01-29 | 2014-01-29 | Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных воздушных объектов |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014102723A RU2014102723A (ru) | 2015-09-10 |
RU2571363C2 true RU2571363C2 (ru) | 2015-12-20 |
Family
ID=54073098
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014102723/08A RU2571363C2 (ru) | 2014-01-29 | 2014-01-29 | Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных воздушных объектов |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2571363C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU176451U1 (ru) * | 2017-09-18 | 2018-01-18 | Акционерное общество "Электроавтоматика" | Устройство управления приводом антенны |
RU2661346C1 (ru) * | 2017-03-15 | 2018-07-16 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Способ нелинейного управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий высокую устойчивость сопровождения интенсивно маневрирующих объектов |
RU2758446C1 (ru) * | 2020-12-07 | 2021-10-28 | Акционерное общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" | Способ управления положением оси антенны бортовой радиолокационной станции при сопровождении меневрирующей воздушной цели |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4401886A (en) * | 1981-03-23 | 1983-08-30 | The Boeing Company | Electromagnetic beam acquisition and tracking system |
EP1531446A1 (en) * | 2003-11-11 | 2005-05-18 | Thales Nederland B.V. | Distributed single integrated picture method, platform and network |
US6919847B2 (en) * | 2003-01-23 | 2005-07-19 | The Regents Of The University Of California | System using a megawatt class millimeter wave source and a high-power rectenna to beam power to a suspended platform |
RU2327188C1 (ru) * | 2007-01-09 | 2008-06-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Интегрированная наблюдательная система сопровождения |
RU2364886C1 (ru) * | 2007-11-26 | 2009-08-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Система сопровождения |
RU2498345C1 (ru) * | 2012-05-11 | 2013-11-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Интегрированная автоматическая система сопровождения |
-
2014
- 2014-01-29 RU RU2014102723/08A patent/RU2571363C2/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4401886A (en) * | 1981-03-23 | 1983-08-30 | The Boeing Company | Electromagnetic beam acquisition and tracking system |
US6919847B2 (en) * | 2003-01-23 | 2005-07-19 | The Regents Of The University Of California | System using a megawatt class millimeter wave source and a high-power rectenna to beam power to a suspended platform |
EP1531446A1 (en) * | 2003-11-11 | 2005-05-18 | Thales Nederland B.V. | Distributed single integrated picture method, platform and network |
RU2327188C1 (ru) * | 2007-01-09 | 2008-06-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Интегрированная наблюдательная система сопровождения |
RU2364886C1 (ru) * | 2007-11-26 | 2009-08-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Система сопровождения |
RU2498345C1 (ru) * | 2012-05-11 | 2013-11-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Интегрированная автоматическая система сопровождения |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
МЕРКУЛОВ В.И., ДРОГАЛИН В.В., КАНАЩЕНКОВ А.И. И ДР., Авиационные системы радиоуправления,т.1, Принципы построения систем радиоуправления, Основы синтеза и анализа, под ред. А.И. КАНАЩЕНКОВА и В.И.МЕРКУЛОВА, Москва, Радиотехника, 2003, стр.65-66. * |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2661346C1 (ru) * | 2017-03-15 | 2018-07-16 | Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" | Способ нелинейного управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий высокую устойчивость сопровождения интенсивно маневрирующих объектов |
RU176451U1 (ru) * | 2017-09-18 | 2018-01-18 | Акционерное общество "Электроавтоматика" | Устройство управления приводом антенны |
RU2758446C1 (ru) * | 2020-12-07 | 2021-10-28 | Акционерное общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" | Способ управления положением оси антенны бортовой радиолокационной станции при сопровождении меневрирующей воздушной цели |
RU2758446C9 (ru) * | 2020-12-07 | 2022-01-20 | Акционерное общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" | Способ управления положением оси антенны бортовой радиолокационной станции при сопровождении маневрирующей воздушной цели |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2014102723A (ru) | 2015-09-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Chen et al. | Three-dimensional fixed-time robust cooperative guidance law for simultaneous attack with impact angle constraint | |
US9672624B2 (en) | Method for calibrating absolute misalignment between linear array image sensor and attitude control sensor | |
Wu et al. | Online estimation of ship dynamic flexure model parameters for transfer alignment | |
CN104199022B (zh) | 一种基于目标模态估计的临近空间高超声速目标跟踪方法 | |
CN103913181A (zh) | 一种基于参数辨识的机载分布式pos传递对准方法 | |
CN108267731B (zh) | 无人机目标跟踪系统的构建方法及应用 | |
RU2571363C2 (ru) | Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных воздушных объектов | |
CN106802143B (zh) | 一种基于惯性仪器和迭代滤波算法的船体形变角测量方法 | |
US8681041B2 (en) | System, method, and filter for target tracking in cartesian space | |
Wang et al. | System noise variance matrix adaptive Kalman filter method for AUV INS/DVL navigation system | |
Neusypin et al. | Nonlinear information processing algorithm for navigation complex with increased degree of parametric identifiability | |
RU2593149C1 (ru) | Адаптивный способ пассивной радиолокации | |
Geng et al. | Hybrid derivative-free EKF for USBL/INS tightly-coupled integration in AUV | |
CN106597428B (zh) | 一种海面目标航向航速估算方法 | |
RU2692837C2 (ru) | Способ определения параметров движения шумящего объекта | |
CN107340529A (zh) | 一种星载测频定位方法、装置和系统 | |
RU2598001C2 (ru) | Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных летательных аппаратов с повышенной адаптацией к маневру носителя и система для его реализации | |
CN102508217A (zh) | 建立雷达测量误差标定模型的方法 | |
KR101600772B1 (ko) | 비행 동역학 모델을 활용한 항공기 정밀 추적 방법 | |
Proletarsky et al. | Method for improving accuracy of INS using scalar parametric identification | |
RU2308093C1 (ru) | Способ управления летательными аппаратами по курсу в угломерной двухпозиционной радиолокационной системе | |
RU2621374C1 (ru) | Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения | |
RU2405166C2 (ru) | Способ определения местоположения передатчика переносным пеленгатором | |
RU2553776C1 (ru) | Способ определения углового положения управляемого аппарата, подвешенного к самолету-носителю | |
RU2617870C2 (ru) | Способ устранения несоответствия динамичности подсистем в составе сложных технических систем и система обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели |