RU2660159C1 - Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией - Google Patents

Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией Download PDF

Info

Publication number
RU2660159C1
RU2660159C1 RU2017127328A RU2017127328A RU2660159C1 RU 2660159 C1 RU2660159 C1 RU 2660159C1 RU 2017127328 A RU2017127328 A RU 2017127328A RU 2017127328 A RU2017127328 A RU 2017127328A RU 2660159 C1 RU2660159 C1 RU 2660159C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
signals
earth
radar
received
angle
Prior art date
Application number
RU2017127328A
Other languages
English (en)
Inventor
Тамерлан Османович Бекирбаев
Михаил Иванович Бабокин
Юрий Иванович Леонов
Андрей Викторович Пастухов
Дмитрий Сергеевич Лавренюк
Original Assignee
Акционерное общество "Научно-исследовательский институт Приборостроения имени В.В. Тихомирова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Научно-исследовательский институт Приборостроения имени В.В. Тихомирова" filed Critical Акционерное общество "Научно-исследовательский институт Приборостроения имени В.В. Тихомирова"
Priority to RU2017127328A priority Critical patent/RU2660159C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2660159C1 publication Critical patent/RU2660159C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/02—Systems using reflection of radio waves, e.g. primary radar systems; Analogous systems
    • G01S13/50—Systems of measurement based on relative movement of target
    • G01S13/58—Velocity or trajectory determination systems; Sense-of-movement determination systems
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/02—Systems using reflection of radio waves, e.g. primary radar systems; Analogous systems
    • G01S13/50—Systems of measurement based on relative movement of target
    • G01S13/58—Velocity or trajectory determination systems; Sense-of-movement determination systems
    • G01S13/60—Velocity or trajectory determination systems; Sense-of-movement determination systems wherein the transmitter and receiver are mounted on the moving object, e.g. for determining ground speed, drift angle, ground track
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/93—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions

Abstract

Изобретение относится к области радиолокации и предназначено для применения в бортовых радиолокационных станциях (БРЛС) для определения угла сноса летательного аппарата-носителя БРЛС. Достигаемый технический результат – повышение точности за счет определения угла сноса по фазе сигналов, отраженных от одного и того же участка местности. Способ основан на том, что формируют антенной БРЛС на прием два независимых луча, разнесенных по азимуту, когерентно принимают импульсные сигналы, отраженные от земной поверхности, в процессе сканирования двумя лучами земной поверхности по азимуту в переднем секторе обзора относительно строительной оси летательного аппарата-носителя БРЛС. При этом когерентное излучение сигнала осуществляют одним лучом на передачу, перекрывающим по ширине лучи на прием. Принятые сигналы стробируют по дальности, осуществляют аналого-цифровое преобразование сигналов, когерентно накапливают сигналы, принятые во всем секторе обзора. Затем определяют и компенсируют временную задержку между сигналами, принятыми по каждому независимому лучу, отраженными от одного и того же участка земной поверхности, определяют между скомпенсированными сигналами усредненную по стробам дальности и излученным импульсам сигналов разность фаз, фиксируют сигналы, величина усредненной разности фаз которых меняет знак на противоположный, определяют направление на участок земной поверхности, от которого были приняты эти сигналы. Угол сноса определяют как угол между этим направлением и строительной осью летательного аппарата-носителя БРЛС в горизонтальной плоскости относительно земной поверхности. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к области радиолокации и предназначено для применения в бортовых радиолокационных станциях (БРЛС) для определения угла сноса летательного аппарата-носителя БРЛС. Угол сноса - угол между продольной осью летательного аппарата (ЛА) и направлением его движения относительно земной поверхности.
Известен «Способ определения вектора земной скорости и угла сноса летательного аппарата» [RU 2231757 опубликовано 27.06.2004, МПК G01C 23/00]. Способ заключается в том, что на борту с помощью многолучевого измерителя доплеровских частот определяют доплеровские частоты по коммутируемым приемопередающим радиолокационным лучам, на основании этих измерений корректируют первые ступени интеграторов гироинерциальной навигационной системы и на ее выходе получают уточненные значения вектора земной скорости летательного аппарата. Направляющие косинусы матрицы перехода от гироинерциальной к связанной системе координат получают методом интегрирования кинематических дифференциальных уравнений Пуассона по данным от блока датчиков угловых скоростей летательного аппарата при начальных корректируемых значениях, которые вычисляют по данным о мгновенных значениях углов курса, тангажа и крена, получаемых от гироинерциальной навигационной системы. По данным высотомера и пространственной ориентации лучей к коммутации для измерений допускаются только те лучи, для которых выполняются энергетические условия устойчивого выделения отраженного от земли сигнала. По данным гироинерциальной навигационной системы о составляющих вектора земной скорости летательного аппарата и пространственной ориентации коммутируемого луча вычисляют для него прогнозируемое значение скорости сближения для настройки его доплеровского фильтра. После состоявшегося измерения получают невязку между измеренным и прогнозируемым значениями скорости сближения по этому лучу и на ее основе получают очередное уравнение для составляющих вектора приращений земной скорости в связанной системе координат. При наличии линейной связи этого уравнения с двумя предыдущими его исключают и коммутируют очередной луч, для которого тоже выполняются энергетические условия устойчивого выделения отраженного от земли сигнала. Проводят измерения, вычисляют прогнозируемое значение скорости сближения, настраивают доплеровский фильтр этого луча, получают невязку и на ее основе получают очередное уравнение для составляющих вектора приращений земной скорости до получения системы трех линейно независимых уравнений. Решают эту систему, включая уравнения, полученные до или между возможными сбоями, получают значения составляющих вектора приращений земной скорости в связанной системе координат, представляют полученный вектор по составляющим в гироинерциальной системе координат. Производят статистическую обработку получаемых измерений, например, по методу скользящего среднего на выборке, полученными статистическими оценками корректируют соответственно по канально показания гироинерциальной системы и получают уточненные значения вектора земной скорости летательного аппарата, к тому же лучи доплеровского измерителя при установке на летательном аппарате ориентируют за пределами сектора передней полусферы, чтобы не происходило радиодемаскирования летательного аппарата при подлете к ПВО зоны фронта и атакуемой наземной цели. Угол сноса определяют как угол между текущими значениями трехмерных векторов земной и воздушной скоростей летательного аппарата, для чего наряду с уточненным текущим значением вектора земной скорости дополнительно учитывают текущее значение трехмерного вектора его воздушной скорости.
Недостатком указанного способа является невозможность измерения угла сноса исключительно бортовой радиолокационной станцией из-за необходимости использования данных инерциальной навигационной системы и высотомера, установленных на самолете.
Известен способ измерения скорости и угла сноса посредством двухлучевой антенной системы [Радиотехнические системы / Под ред. Ю.М. Казаринова. М.: Высшая школа, 1990 г., стр. 361-365]. Способ заключается в излучении и приеме радиосигнала в процессе сканирования двухлучевой антенной системой земной поверхности по азимуту в переднем секторе обзора относительно строительной оси носителя доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС). Затем измеряют значения доплеровских частот сигналов, принятых по каждому из лучей антенной системы. Далее добиваются поворотом антенной системы равенства доплеровских частот. И определяют угол сноса как азимутальное положение оси антенной системы.
Недостатком указанного способа является низкая точность определения угла сноса, вызванная слабой корреляцией принятых по двум лучам сигналов из-за разносюжетных подстилающих поверхностей, накрываемых разными лучами антенной системы ДИСС.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение точности за счет определения угла сноса по фазе сигналов, отраженных от одного и того же участка местности.
Технической проблемой, решаемой предлагаемым изобретением, является создание высокоточного способа определения угла сноса для реализации в бортовых радиолокационных станциях летательных аппаратов.
Сущность изобретения заключается в том, что формируют антенной БРЛС на прием два независимых луча, разнесенных по азимуту, когерентно принимают импульсные сигналы, отраженные от земной поверхности, в процессе сканирования двумя лучами земной поверхности по азимуту в переднем секторе обзора относительно строительной оси летательного аппарата-носителя БРЛС.
Новым в заявляемом способе является то, когерентное излучение сигнала осуществляют одним лучом на передачу, перекрывающим по ширине лучи на прием. Принятые сигналы стробируют по дальности, осуществляют аналого-цифровое преобразование сигналов, когерентно накапливают сигналы, принятые во всем секторе обзора. Затем определяют и компенсируют временную задержку между сигналами, принятыми по каждому независимому лучу, отраженными от одного и того же участка земной поверхности. Далее определяют между скомпенсированными сигналами усредненную по стробам дальности и излученным импульсам сигналов разность фаз. Затем фиксируют сигналы, величина усредненной разности фаз которых меняет знак на противоположный, определяют направление на участок земной поверхности, от которого были приняты эти сигналы. Угол сноса определяют как угол между этим направлением и строительной осью летательного аппарата-носителя БРЛС в горизонтальной плоскости относительно земной поверхности.
На Фиг. 1 представлена функциональная схема радиолокационной станции, осуществляющей способ.
На Фиг. 2 схематично изображена геометрическая схема измерения угла сноса, где δсн - угол сноса носителя БРЛС, α - текущий азимут ДНА БРЛС.
На Фиг. 3 представлены экспериментальные графики зависимости разности фаз сигналов, принятых по каждому из двух лучей антенны БРЛС от азимута.
Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией может быть реализован, например, в импульсно-доплеровской БРЛС в режиме воздух – поверхность, состоящей из антенны (1), передатчика (2), приемника (3), процессора управления (4), процессора сигналов (5), вычислителя (6). Первый выход процессора управления (4) соединен с первым входом антенны (1), выход передатчика (2) соединен со вторым входом антенны (1). Первый выход антенны (1) соединен с первым входом приемника (3), второй выход антенны (1) соединен со вторым входом приемника (3). Первый выход приемника (3) подключен к первому входу процессора сигналов (5), второй выход приемника (3) подключен ко второму входу процессора сигналов (5). Выход процессора сигналов (5) подключен к первому входу вычислителя (6), второй выход процессора управления (4) соединен со вторым входом вычислителя (6). Выход вычислителя (6) является внешним выходом БРЛС.
Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией осуществляется следующим образом.
Режим определения угла сноса запускается летчиком соответствующей командой из процессора управления (4) или автоматически при необходимости определения угла сноса. Процессор управления (4) задает параметры управления антенне (1) для просмотра соответствующей зоны обзора. Антенна формирует широкую однолучевую диаграмму направленности (ДНА) на передачу, а на прием ДНА, состоящую из двух узких лучей, разнесенных по азимуту, например, на величину ширины ДНА, и выставляет ее на одну из границ зоны обзора - пусть это будет левая граница переднего сектора обзора ±7° по азимуту. При этом ширина однолучевой ДНА на передачу больше либо равна ширине двухлучевой ДНА на прием. После установки лучи ДНА начинают плавно перемещаться слева направо в азимутальной плоскости, проводя сканирование зоны обзора по азимуту (процесс показан на Фиг. 2). В процессе обзора антенна (1) излучает сформированный передатчиком (2) когерентный радиолокационный сигнал.
Отраженный от земной поверхности сигнал принимается антенной (1) независимо по каждому из двух лучей. С первого и второго выходов антенны (1) сигналы поступают на первый и второй входы двухканального приемника (3), где осуществляется обработка сигналов: сигналы, принятые по каждому лучу, стробируют по дальности, осуществляют аналого-цифровое преобразование сигналов. Затем когерентно накапливают их в процессоре сигналов (5). Процесс излучения/приема радиолокационного сигнала осуществляется в ходе сканирования лучом ДНА земной поверхности в заданном секторе обзора по закону, заданному процессором управления (4). По завершении сканирования (достижении лучом ДНА правой границы зоны обзора) завершается накопление сигналов в процессоре сигналов (5) и запускается вычисление разности фаз между сигналами.
Относительно одной точки на поверхности Земли между сигналами s1(t) и s2(t), принятыми по двум лучам, присутствует задержка
Figure 00000001
, где θ0 - угол, на который разнесены лучи по азимуту, a νск - скорость сканирования ДНА БРЛС. При вычислении разности фаз двух сигналов осуществляют компенсацию этой задержки, поскольку разность фаз необходимо определять относительно одного участка Земной поверхности.
В процессоре сигналов (5) осуществляют вычисление усредненной разности фаз отсчетов сигналов по дальности и по азимуту как аргумент свертки двух сигналов, например, по следующему соотношению:
Figure 00000002
где m=-M/2…M/2 - стробы по дальности, n=-N/2…N/2 область осреднения по азимуту, М и N - целые числа,
Figure 00000003
- отсчеты сигнала, принятого по первому лучу, Δt - задержка между сигналами, принятыми по двум лучам,
Figure 00000004
- комплексно-сопряженные отсчеты сигнала, принятого по второму лучу со скомпенсированной задержкой. Область усреднения по стробам дальности М может составлять несколько десятков стробов дальности вокруг центра пятна накрываемого лучом. Такая величина области не влияет на изменение частоты Доплера по дальности, но при этом позволяет исключить случайные выбросы сигнала в одном стробе. Область усреднения по азимуту N определяется количеством излученных импульсов в направлении одного и того же участка Земной поверхности, что в свою очередь определяется шириной зоны обзора по азимуту, шириной луча, общим числом излученных импульсов. Величина области N может составлять несколько десятков импульсов при ширине приемного луча 1-2 градуса и зоне обзора ±7 градусов. Это усреднение позволяет получить математическое ожидание сигнала при разном рельефе местности, накрываемом приемным лучом ДНА.
Расчет усредненной разности фаз сигналов производится для всего накопленного сигнала в переднем секторе. При этом формируется массив отсчетов значений разности фаз. Количество отсчетов определяется количеством излученных импульсных сигналов за время сканирования, то есть для каждого излученного импульса рассчитывается усредненная фаза Δϕ. Определяемая разность фаз между сигналами возникает за счет движения носителя БРЛС, изменения ракурса наблюдения за участком земной поверхности. Разность фаз сигналов, принятых в азимутальном положении луча антенны до направления вектора скорости, имеет один знак, а после перехода луча антенны через направление вектора скорости разность фаз принятых сигналов меняет знак на противоположный. То есть в направлении зондирования земной поверхности, совпадающем с вектором скорости носителя БРЛС, фаза у принимаемых сигналов одинакова и разность фаз равняется нулю.
Значения разности фаз сигналов с выхода процессора сигналов (5) поступают на первый вход вычислителя (6), а со второго выхода процессора управления (4) поступают значения азимутального положения ДНА БРЛС. В вычислителе (6) определяют момент времени, в который разность фаз отраженных сигналов меняет знак на противоположный. Затем по временной диаграмме сканирования ДНА зоны обзора фиксируют угловое направление на участок земной поверхности, от которого были приняты эти сигналы, а угол сноса определяют как угол между этим направлением и строительной осью летательного аппарата-носителя БРЛС в горизонтальной плоскости относительно земной поверхности.
Далее значение угла сноса может быть выдано в пилотажную систему или иному потребителю информации.
На Фиг. 3 представлены графики экспериментальных зависимостей разности фаз от азимута двухлучевой ДНА БРЛС. Наличие линейного участка зависимости позволяет определить величину угла сноса с высокой точностью.
Таким образом, осуществляется определение угла сноса с повышенной точностью за счет того, что угол определяется по фазе сигналов, отраженных от одного и того же участка местности без влияния разносюжетных подстилающих поверхностей на принятые сигналы.

Claims (2)

1. Способ измерения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией (БРЛС), заключающийся в том, что формируют антенной БРЛС на прием два независимых луча, разнесенных по азимуту, когерентно принимают импульсные сигналы, отраженные от земной поверхности, в процессе сканирования двумя лучами земной поверхности по азимуту в переднем секторе обзора относительно строительной оси летательного аппарата-носителя БРЛС, отличающийся тем, что когерентное излучение сигнала осуществляют одним лучом на передачу, перекрывающим по ширине лучи на прием, кроме того принятые сигналы стробируют по дальности, осуществляют аналого-цифровое преобразование сигналов, когерентно накапливают сигналы принятые во всем секторе обзора, определяют и компенсируют временную задержку между сигналами, принятыми по каждому независимому лучу, отраженными от одного и того же участка земной поверхности, определяют между скомпенсированными сигналами усредненную по стробам дальности и излученным импульсам сигналов разность фаз, фиксируют сигналы, величина усредненной разности фаз которых меняет знак на противоположный, определяют направление на участок земной поверхности, от которого были приняты эти сигналы, а угол сноса определяют как угол между этим направлением и строительной осью летательного аппарата-носителя БРЛС в горизонтальной плоскости относительно земной поверхности.
2. Способ измерения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией по п. 1, отличающийся тем, что передний сектор обзора по азимуту составляет ±7 градусов относительно строительной оси летательного аппарата-носителя БРЛС.
RU2017127328A 2017-07-31 2017-07-31 Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией RU2660159C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017127328A RU2660159C1 (ru) 2017-07-31 2017-07-31 Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017127328A RU2660159C1 (ru) 2017-07-31 2017-07-31 Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2660159C1 true RU2660159C1 (ru) 2018-07-05

Family

ID=62815571

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017127328A RU2660159C1 (ru) 2017-07-31 2017-07-31 Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2660159C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2691387C1 (ru) * 2018-11-26 2019-06-13 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт Приборостроения имени В.В. Тихомирова" Способ обнаружения вертолетов бортовой радиолокационной станцией
RU2691771C1 (ru) * 2018-10-22 2019-06-18 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт Приборостроения имени В.В. Тихомирова" Способ обнаружения наземных движущихся целей бортовой радиолокационной станцией

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5325097A (en) * 1993-06-01 1994-06-28 Delco Electronics Corporation Multimode radar for road vehicle blind-zone target discrimination
EP0763714A2 (en) * 1995-08-22 1997-03-19 The Boeing Company Cursor controlled navigation system for aircraft
RU2116666C1 (ru) * 1995-10-18 1998-07-27 Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова Комплекс бортовых траекторных измерений
US5841370A (en) * 1996-09-20 1998-11-24 Lempicke; Thomas A. Method and apparatus for determining aircraft bank angle using satellite navigational signals
RU2411538C2 (ru) * 2008-10-02 2011-02-10 Открытое Акционерное Общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" Способ определения ошибки измерения скорости ла инерциальной навигационной системой и бортовой навигационный комплекс для его реализации
RU154776U1 (ru) * 2015-03-10 2015-09-10 Акционерное общество "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (АО "УКБП") Система измерения и отображения составляющих вектора путевой скорости и угла сноса для вертолета

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5325097A (en) * 1993-06-01 1994-06-28 Delco Electronics Corporation Multimode radar for road vehicle blind-zone target discrimination
EP0763714A2 (en) * 1995-08-22 1997-03-19 The Boeing Company Cursor controlled navigation system for aircraft
RU2116666C1 (ru) * 1995-10-18 1998-07-27 Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова Комплекс бортовых траекторных измерений
US5841370A (en) * 1996-09-20 1998-11-24 Lempicke; Thomas A. Method and apparatus for determining aircraft bank angle using satellite navigational signals
RU2411538C2 (ru) * 2008-10-02 2011-02-10 Открытое Акционерное Общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" Способ определения ошибки измерения скорости ла инерциальной навигационной системой и бортовой навигационный комплекс для его реализации
RU154776U1 (ru) * 2015-03-10 2015-09-10 Акционерное общество "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (АО "УКБП") Система измерения и отображения составляющих вектора путевой скорости и угла сноса для вертолета

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Радиотехнические системы. Под ред. КАЗАРИНОВА Ю.М. М.: Высшая школа, 1990, с.361-365. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2691771C1 (ru) * 2018-10-22 2019-06-18 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт Приборостроения имени В.В. Тихомирова" Способ обнаружения наземных движущихся целей бортовой радиолокационной станцией
RU2691387C1 (ru) * 2018-11-26 2019-06-13 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт Приборостроения имени В.В. Тихомирова" Способ обнаружения вертолетов бортовой радиолокационной станцией

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7295150B2 (en) Methods and systems for identifying high-quality phase angle measurements in an interferometric radar system
US4734702A (en) Passive ranging method and apparatus
US6885334B1 (en) Methods and systems for detecting forward obstacles
JP2009510487A5 (ru)
CN106526583B (zh) 一种基于天线方向图信息的地面运动目标定位方法
US4613867A (en) Passive ranging of an airborne emitter by a single non-maneuvering or stationary sensor
US9625562B2 (en) Method for determining a direction to a signal-emitting object
RU2411538C2 (ru) Способ определения ошибки измерения скорости ла инерциальной навигационной системой и бортовой навигационный комплекс для его реализации
RU2735744C1 (ru) Способ обзорной однопозиционной трилатерационной некогерентной радиолокации воздушных целей
RU2660160C1 (ru) Способ определения параметров движения воздушного объекта динамической системой радиотехнического контроля
RU2660159C1 (ru) Способ определения угла сноса летательного аппарата бортовой радиолокационной станцией
RU2713498C1 (ru) Способ обзорной активно-пассивной латерационной радиолокации воздушно-космических объектов
US7940205B2 (en) Method using radar to detect a known target likely to be positioned at approximately a given height, near other targets positioned at approximately the same height
US10775496B2 (en) Method of guidance of an aerial target, in particular in the vertical landing phase, and radar system implementing such a method
RU2643168C2 (ru) Способ измерения высоты, истинной скорости летательного аппарата и наклона вектора скорости летательного аппарата относительно горизонта, устройство бортовой радиолокационной станции, использующее способ
Plšek et al. Passive Coherent Location and Passive ESM tracker systems synergy
US8933836B1 (en) High speed angle-to-target estimation for a multiple antenna system and method
US3366960A (en) Microwave radiometric navigation system
CN112455503A (zh) 基于雷达的列车定位方法及装置
RU2717970C1 (ru) Способ обзорной трехкоординатной двухпозиционной латерационной радиолокации авиационно-космических объектов
RU2707556C1 (ru) Способ определения высоты рельефа местности радиолокатором с синтезированной апертурой антенны
RU2499279C1 (ru) Способ оценки высоты полета летательного аппарата по радиолокационным изображениям земной поверхности
CN112835034A (zh) 一种双通道雷达对地测高系统及方法
Summerfield et al. Modeling the resolution of bistatic SAR used for navigation
Chernyak Multisite radar systems with information fusion: a technology of XXI Century