RU2686802C1 - Система информационного обеспечения скрытного наведения летательных аппаратов в зоне обнаружения импульсно-доплеровской рлс - Google Patents

Система информационного обеспечения скрытного наведения летательных аппаратов в зоне обнаружения импульсно-доплеровской рлс Download PDF

Info

Publication number
RU2686802C1
RU2686802C1 RU2017146978A RU2017146978A RU2686802C1 RU 2686802 C1 RU2686802 C1 RU 2686802C1 RU 2017146978 A RU2017146978 A RU 2017146978A RU 2017146978 A RU2017146978 A RU 2017146978A RU 2686802 C1 RU2686802 C1 RU 2686802C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
input
filter
aircraft
output
Prior art date
Application number
RU2017146978A
Other languages
English (en)
Inventor
Владимир Степанович Верба
Илья Русланович Загребельный
Владимир Иванович Меркулов
Денис Александрович Миляков
Борис Викторович Белик
Original Assignee
Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"
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 "Концерн радиостроения "Вега" filed Critical Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"
Priority to RU2017146978A priority Critical patent/RU2686802C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2686802C1 publication Critical patent/RU2686802C1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G3/00—Aiming or laying means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Data Mining & Analysis (AREA)
  • Databases & Information Systems (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

Система информационного обеспечения метода скрытного наведения летательных аппаратов (ЛА) в зоне обнаружения импульсно-доплеровской РЛС (ИД РЛС) содержит формирователь косвенных измерений, формирователь оценок, регулятор. Формирователь оценок содержит фильтр дальномерного канала, фильтр канала курса, фильтр угломерного канала. Обеспечивается скрытное наведение ЛА в зоне обнаружения ИД РЛС. 8 ил.

Description

Изобретение относится к системам информационного обеспечения методов наведения летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано при управлении воздушными объектами, при котором они не обнаруживаются импульсно-доплеровской РЛС (ИД РЛС) противника [1].
Одной из тенденций развития систем наведения является разработка методов, направленных на повышение скрытности для противоборствующих систем обнаружения и связанной с ней живучести управляемого объекта в целом [2].
Современные методы наведения разрабатываются на основе теории оптимального управления. При этом для оптимальности управления необходима оптимальная обработка информации о состоянии процессов и систем, задействованных в наведении. Поэтому для реализации того или иного метода наведения требуется наличие соответствующей процедуры оптимального оценивания координат состояния по их измерениям.
Объектом информационного обеспечения является метод наведения ЛА [3]:
Figure 00000001
Figure 00000002
обеспечивающий скрытность наводимого объекта в зоне обнаружения противоборствующей ИД РЛС за счет попадания отраженных от объекта сигналов в полосу доплеровской режекции.
Наведение осуществляется в горизонтальной плоскости управлением скоростью и курсом наводимого ЛА с борта авиационного комплекса радиолокационного дозора и наведения (АК РЛДН), в зоне обнаружения которого находятся ЛА и самолет-носитель ИД РЛС (фиг. 1). Самолет-носитель выступает в качестве цели наведения и в дальнейшем упоминается как цель.
На фиг. 1 обозначено: Д0 и Дц - расстояния от АК РЛДН до ЛА и цели соответственно; ε0 и εц - углы визирования ЛА и цели; ψ0 и ψц - их курсы; Д - расстояние между ЛА и целью; V0, Vц и VA - векторы скорости объектов; ϕ0 - бортовой пеленг цели относительно ЛА; ϕц - угол между вектором скорости цели Vц и продолжением линии визирования (ЛВ) «ЛА - цель»; (х0; у0), (хц; уц) и (хА; уА) - координаты объектов в выбранной системе координат.
В (1)-(2):
Figure 00000003
,
Figure 00000004
,
Figure 00000005
,
Figure 00000006
- оптимальные оценки текущей дальности между объектами, скорости ЛА, бортового пеленга цели и угловой скорости ЛВ;
Figure 00000007
,
Figure 00000008
,
Figure 00000009
- оптимальные оценки требуемых координат состояния ЛА; bV, bϕ - коэффициенты эффективности управления по скорости и бортовому пеленгу; k11, k22 - коэффициенты штрафов за величину сигналов управления; q11, q22, q23, q32, q33 - коэффициенты штрафов за точность управления.
Требуемые значения V0т, ϕ0т и ωт координат состояния ЛА V0, ϕ0 и ω, выбираемые в соответствии с условием скрытности и эффективным сближением с носителем ИД РЛС, определяются соотношениями:
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
Va и Vb в (3) - постоянные параметры, задающие пределы изменения скорости. Зависимость переменных от времени в уравнениях (1)-(5) опущена для предотвращения громоздких выражений.
Задача наведения, т.е. вычисление управляющих воздействий по скорости и бортовому пеленгу, решается непосредственно на ЛА. При этом скрытность обеспечивается еще и тем, что бортовая РЛС наводимого ЛА не работает на излучение, а оценки всех необходимых координат состояния, формируемые на АК РЛДН, поступают на объект управления по радиолинии.
Из выражений (1), (2) для сигналов управления uV и uϕ следует, что для реализации указанного метода необходимо иметь оптимальные оценки дальности между объектами
Figure 00000013
, скорости ЛА
Figure 00000014
, скорости цели
Figure 00000015
, бортового пеленга
Figure 00000016
, угла
Figure 00000017
и угловой скорости ЛВ
Figure 00000018
. Кроме того, уравнение изменения угловой скорости ω содержит производную
Figure 00000019
курса цели [3]:
Figure 00000020
.
Следовательно, необходимо еще иметь оценку
Figure 00000021
. АК РЛДН должен осуществлять измерение и оптимальное оценивание перечисленных координат и пересылать их на борт наводимого ЛА.
В качестве прототипа рассматривался патент №2408845 2011 года «Способ скрытного самонаведения самолетов на воздушные объекты», в котором управление наводимым объектом осуществляется только по курсу и для реализации наведения необходимы оценки лишь бортового пеленга цели, что не обеспечивает скрытности наведения при интенсивном маневрировании цели. В отличие от способа, описанного в данном патенте, метод скрытного наведения (1), (2) включает в себя управление не только по курсу, но и по скорости, что обеспечивает улучшение точности попадания ЛА в зону доплеровской режекции, хотя и требует наличия более сложной системы оценивания.
Таким образом, задачей изобретения является разработка системы оценивания координат состояния, задействованных в методе скрытного наведения (1)-(2).
Технический результат, который может быть получен от использования предлагаемого изобретения, заключается в информационном обеспечении метода, реализующего скрытное наведение ЛА в зоне обнаружения ИД РЛС.
Заявленный технический результат достигается за счет использования принципа декомпозиции исходной модели состояния на подсистемы меньших размерностей и применения к ним аппарата оптимальной линейной фильтрации [4] на основе допущения о линейности подсистем относительно оцениваемых координат состояния и использовании косвенных измерений.
Возможность достижения технического результата обусловлена следующими причинами:
- использованием хорошо отработанного классического аппарата оптимального линейного оценивания;
- наличием известных способов и аппаратуры получения измерений, выступающих в качестве входных данных для предлагаемой системы оценивания.
Сущность предлагаемого изобретения заключается в разработке системы формирования оценок дальности
Figure 00000022
, скоростей
Figure 00000023
и
Figure 00000024
, курса цели
Figure 00000025
, бортовых пеленгов
Figure 00000026
и
Figure 00000027
и угловой скорости вращения ЛВ
Figure 00000028
.
Задача формирования указанных оценок решается на основе теории оптимального оценивания. Исходя из геометрических соотношений между объектами и особенностей управления, дискретная модель состояния оцениваемых координат в процессе наведения описывается следующей системой уравнений:
Figure 00000029
Здесь k - номер интервала времени; Т - интервал дискретизации; ξхД, ξxV0, ξxVц, ξхψц, ξхϕ0, ξхϕц, ξхω - центрированные гауссовские шумы соответствующих координат состояния; Δψц(k-1) - изменение курса цели на предыдущем интервале времени.
Система (6) описывает нелинейную нестационарную модель из 7-и уравнений, и ее применение в качестве модели состояния требует применения аппарата нелинейной фильтрации, что связано с большими вычислительными сложностями формирования оценок.
В целях упрощения задачи построения фильтра целесообразно использовать принцип декомпозиции исходной системы (6) на подсистемы меньших размерностей. При этом, так как изменяющиеся параметры являются функциями времени, а время работы системы ограничено, для каждой подсистемы целесообразно применить метод «замороженных» коэффициентов [4], в рамках которого можно считать модели линейными нестационарными.
В качестве таких подсистем выбраны:
- дальномерный канал:
Figure 00000030
- канал курса:
Figure 00000031
- угломерный канал:
Figure 00000032
Учитывая допущение о линейности моделей состояния (7)-(9) и гауссовости возмущений ξхД, ξxV0, ξxVц, ξхψц, ξхϕ0, ξхϕц, и ξхω для синтеза процедуры оценивания в каждом канале фильтра можно использовать дискретный вариант алгоритма оптимальной линейной фильтрации [4], позволяющий для системы
Figure 00000033
при наличии измерений
Figure 00000034
сформировать оценки, оптимальные по критерию минимума суммарной дисперсии ошибок фильтрации:
Figure 00000035
Figure 00000036
Figure 00000037
Figure 00000038
Figure 00000039
В формулах (10)-(16): х(k) - вектор состояния; Ф(k,k-1) - динамическая матрица состояния; В(k) - матрица эффективности управления; u(k) - вектор сигналов управления; ξх(k) - вектор возмущений координат состояния; z(k) - вектор измерений; Н(k) - матрица связи пространств измерений и оценок; ξz(k) - вектор шумов измерений;
Figure 00000040
- вектор оптимальных оценок координат состояния; хэ(k) - вектор экстраполированных координат состояния; Kф(k) - матричный коэффициент усиления невязки [z(k)-H(k)хэ(k)]=Δz(k); D(k,k-1) - экстраполированная матрица дисперсий ошибок фильтрации; Dz(k) - матрица дисперсий шумов измерений; D(k) - матрица дисперсий ошибок фильтрации; Dx(k) - матрица дисперсий шумов состояния; Е - единичная матрица; х0 и D0 - начальные условия вектора оценок и матрицы дисперсий ошибок фильтрации.
Поставив в соответствие (10) и (7), для дальномерного канала получим:
Figure 00000041
Предполагается, что на вход фильтра дальномерного канала поступают измерения дальности zДи и скоростей zV0и и zVци:
Figure 00000042
где ξzДи, ξzV0и, ξzVци - центрированные гауссовские шумы измерений.
При этом необходимо отметить, что бортовая РЛС АК РЛДН напрямую измеряет только расстояния до объектов Д0 и Дц и их пеленги ε0 и εц, а zД, zV0, zVц вычисляются косвенно на основе прямых измерений по правилу:
Figure 00000043
Figure 00000044
Figure 00000045
Прямые измерения неизбежно формируются с некоторыми ошибками, оказывающими влияние на косвенные измерения zДи, zV0и, zVци. Далее считается, что результаты косвенных измерений включают гауссовские возмущения ξzДи, ξzV0и, ξzVци, в которые заложены шумы прямых измерений.
Таким образом, составляющие матричного уравнения (11) можно представить в виде:
Figure 00000046
Матрицы дисперсий шумов состояния Dx(k) и измерений Dz(k) задаются следующим образом:
Figure 00000047
где σzД, σzV0, σzVц и σхД, σxV0, σxVц - среднеквадратические отклонения (СКО) возмущений ξzДи, ξzV0и, ξzVци и ξxД, ξxV0, ξxVц соответственно.
Подставляя (17) и (19) в (12) и (13), получим правило формирования оценок в дальномерном канале:
Figure 00000048
Figure 00000049
Здесь ΔzД, ΔzV0, ΔzVц - невязки по дальности Д, скорости ЛА V0 и скорости цели Vц соответственно:
Figure 00000050
Figure 00000051
Figure 00000052
KД1,1, KД1,2, KД1,3, KД2,1, KД2,2, KД2,3, KД3,1, KД3,2, KД3,3 - коэффициенты матричного коэффициента усиления Kф(k) дальномерного канала, рассчитываемые по формулам (14)-(16); uV - управляющее воздействие по скорости, вычисляемое по дискретному аналогу формулы (1).
Аналогично дальномерному синтезируются алгоритмы оценивания для канала курса и угломерного канала фильтрации. Для канала курса имеем:
Figure 00000053
где косвенные измерения курса цели zψц формируются согласно правилу:
Figure 00000054
Матрицы дисперсий шумов состояния Dx(k) и измерений Dz(k):
Figure 00000055
Figure 00000056
.
Таким образом, правило формирования оценок в канале курса описывается следующими выражениями:
Figure 00000057
Figure 00000058
где Δzψц(k)=zψци(k)-ψцэ(k) - невязки измерений курса цели; Kψ - коэффициент усиления в канала курса.
Для угломерного канала матричные составляющие уравнений состояния (10) и измерений (11) имеют вид:
Figure 00000059
Figure 00000060
Figure 00000061
Выражения, по которым формируются косвенные измерения для угломерного канала:
Figure 00000062
Figure 00000063
Figure 00000064
Правило формирования оценок в угломерном канале:
Figure 00000065
Figure 00000066
Здесь
Figure 00000067
,
Figure 00000068
,
Figure 00000069
- невязки по бортовому пеленгу цели ϕ0, углу ϕц и угловой скорости ЛВ ω соответственно; Kϕ1,1, Kϕ1,2, Kϕ1,3, Kϕ2,1, Kϕ2,2, Kϕ2,3, Kϕ3,1, Kϕ3,2, Kϕ3,3 - коэффициенты матричного коэффициента усиления Kф(k) угломерного канала; uV и uϕ - управляющие воздействия, вычисляемые по дискретным аналогам выражений (1) и (2).
На фиг. 2 представлена структурная схема системы информационного обеспечения скрытного наведения ЛА, осуществляемого по правилу (1), (2), где входные сигналы обозначены цифрами, а выходные - цифрами в квадратных скобках.
Система состоит из формирователя косвенных измерений, преобразующего прямые измерения от бортовой РЛС АКРЛДН, формирователя оценок, включающего в себя фильтры дальномерного, канала курса и угломерного каналов, и регулятора, формирующего управляющие воздействия для последующей передачи в систему автоматического управления (САУ) ЛА.
Прямые измерения дальностей Д0, Дц и пеленгов ε0, εц от бортовой РЛС АК РЛДН подаются на вход 1 формирователя косвенных измерений. Измерения дальности Д и скоростей V0, Vц с выхода 1 формирователя косвенных измерений передаются в формирователь оценок на вход 1 фильтра дальномерного канала, измерения курса ψц с выхода 2 - на вход 1 фильтра канала курса, измерения бортовых пеленгов ϕ0, ϕц и угловой скорости ЛВ ω с выхода 3 - на вход 1 фильтра угломерного канала. Одновременно с этим на вход 2 фильтра дальномерного канала через линию задержки (ЛЗ), обозначенную на схеме Z-1, поступают результаты оценивания бортовых пеленгов
Figure 00000070
,
Figure 00000071
, а на вход 3 через ЛЗ - управляющее воздействие по скорости uV на предыдущем такте. На вход 2 фильтра угломерного канала через ЛЗ поступают результаты оценивания дальности
Figure 00000072
и скоростей
Figure 00000073
,
Figure 00000074
, на вход 3 через ЛЗ - результат оценивания курса
Figure 00000075
, а на вход 4 через ЛЗ - управляющие воздействия по скорости uV и по бортовому пеленгу на предыдущем такте.
В фильтре дальномерного канала по правилу (20), (21) формируются оценки
Figure 00000076
,
Figure 00000077
,
Figure 00000078
и передаются с выхода 1 в регулятор на вход 1, в фильтре канала курса по правилу (23), (24) - оценки
Figure 00000079
и передаются с выхода 1 в регулятор на вход 2, в фильтре угломерного канала по правилу (25), (26) - оценки
Figure 00000080
,
Figure 00000081
,
Figure 00000082
и передаются с выхода 1 в регулятор на вход 3.
В регуляторе по формулам (1), (2) вычисляются управляющие воздействия uV, uϕ и с выхода 1 поступают в САУ наводимого ЛА.
Исследование эффективности предлагаемого способа оценивания проводилось по результатам имитационного моделирования движения АКРЛДН, ЛА и самолета-носителя ИД РЛС в процессе наведения, выполняемого по законам (1) и (2). При моделировании полагалось:
- цель движется с постоянной скоростью Vц=200 м/с и осуществляет маневр, меняя курс по закону синуса;
- параметры скорости (3) наводимого ЛА составляют Va=450 м/с и Vb=150 м/с;
- СКО шумов измерений и состояния в дальномерном канале:
σzД=300 м, σzV0=15 м/с, σzVц=15 м/с;
σхД=50 м, σxV0=5 м/с, σxVц=5 м/с;
- СКО шумов измерений и состояния в канале курса:
σzψ0=0,5°, σzψц=0,5°;
σхψ0=0,1°, σxψц=0,1°;
- СКО шумов измерений и состояния в угломерном канале:
σzϕ0=0,5°, σzϕц=0,5о, σzω=0,05°/с;
σxϕ0=0,1°, σxϕц=0,1°, σхω=0,01°/с.
На фиг. 3 приведены траектории движения АК РЛДН, цели и наводимого ЛА, а также его векторы скорости и линии визирования цели через каждые 100 секунд наведения. На фиг. 4-6 представлены зависимости измерений оцениваемых координат (линия 1), а также результатов оценивания (линия 2) за первые 200 секунд в каналах дальности, курса и угла. Из графиков видно, что полученная процедура оценивания позволяет существенно улучшить точность оценивания координат состояния, используемых для скрытного наведения, в каждом из каналов фильтра.
Фиг. 7 иллюстрирует характер изменения ошибок фильтрации:
Figure 00000083
Графики свидетельствуют о том, что оценки, формируемые во всех каналах, несмещенные, так как ошибки фильтрации располагаются в районе нуля.
Качество фильтрации можно оценить, рассчитав реальные СКО результатов оценивания по формуле:
Figure 00000084
Рассчитанные по формуле (27) СКО оценок
Figure 00000076
,
Figure 00000085
,
Figure 00000086
,
Figure 00000087
,
Figure 00000088
,
Figure 00000089
,
Figure 00000090
и
Figure 00000082
представлены на фиг. 8.
Зависимости показывают, что СКО ошибок фильтрации в дальномерном канале сходятся к следующим значениям:
σрД≈75,3 м, σpV0≈4,8 м/с, σрVц≈4,7 м/с.
В канале курса для результатов оценивания получено:
σpψ0≈0,26°, σpψц≈0,22°.
Аналогично для угломерного канала:
σрϕ0≈0,26°, σрϕц≈0,38°, σрω≈0,017 град/с.
Результаты свидетельствуют, что точность оценок на выходе фильтра в разы превышает точность измерений, поступающих на его вход.
Проведенные исследования подтвердили возможность разработанной системы осуществлять информационное обеспечение скрытного наведения в зоне обнаружения ИД РЛС с высокой точностью.
Перечень использованных источников
1. Авиационные радиолокационные комплексы и системы: учебник для слушателей и курсантов ВУЗов ВВС / П.И. Дудник, Г.С. Кондратенков, Б.Г. Татарский, А.Р. Ильчук, А.А. Герасимов. Под ред. П.И. Дудника. - М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2006 - 1112 с.
2. Верба B.C. Авиационные комплексы радиолокационного дозора и наведения. Принципы построения, проблемы разработки и особенности функционирования. Монография. - М.: Радиотехника, 2014. - 528 с.: ил.
3. Верба B.C., Загребельный И.Р., Меркулов В.И.. Метод скрытного командного наведения летательных аппаратов в информационном поле импульсно-доплеровской РЛС. // Сборник научно-методических трудов I Всероссийской научно-практической конференции «Актуальные вопросы вооружения, военной и специальной техники войск ПВО и ПРО, космических войск ВКС», Москва, Военный институт МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016. - С. 485-495.
4. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Лепин В.Н. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т. 1. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа. / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003. - 192 с.: ил.

Claims (1)

  1. Система информационного обеспечения метода скрытного наведения летательных аппаратов (ЛА) в зоне обнаружения импульсно-доплеровской РЛС (ИД РЛС), содержащая формирователь косвенных измерений, преобразующий прямые измерения бортовой РЛС авиационного комплекса радиолокационного дозора и наведения (АК РЛДН) дальности до наводимого ЛА Д0, дальности до самолета-носителя ИД РЛС (цели) Дц и их пеленгов ε0, εц в косвенные измерения дальности Д между ЛА и целью, скоростей V0, Vц, курса цели ψц, бортовых пеленгов ϕ0, ϕц и угловой скорости вращения линии визирования (ЛВ) ω, формирователь оценок, состоящий из фильтров дальномерного, канала курса и угломерного каналов и формирующий оценки
    Figure 00000091
    ,
    Figure 00000092
    ,
    Figure 00000093
    ,
    Figure 00000094
    ,
    Figure 00000095
    ,
    Figure 00000096
    ,
    Figure 00000097
    , и регулятор, вычисляющий управляющие воздействия по скорости uV и по бортовому пеленгу uϕ для передачи в систему автоматического управления (САУ) ЛА, при этом прямые измерения Д0, Дц, ε0, εц от бортовой РЛС АК РЛДН передают на вход 1 формирователя косвенных измерений, выход 1 формирователя косвенных измерений соединен со входом 1 фильтра дальномерного канала в формирователе оценок, выход 2 формирователя косвенных измерений соединен со входом 1 фильтра канала курса в формирователе оценок, а выход 3 формирователя косвенных измерений соединен со входом 1 фильтра угломерного канала в формирователе оценок, выход 1 фильтра дальномерного канала соединен со входом 1 регулятора и через линию задержки (ЛЗ) со входом 2 фильтра угломерного канала, выход 1 фильтра канала курса соединен со входом 2 регулятора и через ЛЗ со входом 3 фильтра угломерного канала, выход 1 фильтра угломерного канала соединен со входом 3 регулятора, с выхода 1 которого вычисленные управляющие воздействия передают в САУ наводимого ЛА, а также через ЛЗ на вход 3 фильтра дальномерного канала и вход 4 фильтра угломерного канала.
RU2017146978A 2017-12-29 2017-12-29 Система информационного обеспечения скрытного наведения летательных аппаратов в зоне обнаружения импульсно-доплеровской рлс RU2686802C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017146978A RU2686802C1 (ru) 2017-12-29 2017-12-29 Система информационного обеспечения скрытного наведения летательных аппаратов в зоне обнаружения импульсно-доплеровской рлс

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017146978A RU2686802C1 (ru) 2017-12-29 2017-12-29 Система информационного обеспечения скрытного наведения летательных аппаратов в зоне обнаружения импульсно-доплеровской рлс

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2686802C1 true RU2686802C1 (ru) 2019-04-30

Family

ID=66430480

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017146978A RU2686802C1 (ru) 2017-12-29 2017-12-29 Система информационного обеспечения скрытного наведения летательных аппаратов в зоне обнаружения импульсно-доплеровской рлс

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2686802C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2751433C1 (ru) * 2020-12-15 2021-07-13 Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро УЗГА" (ООО "ОКБ УЗГА") Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3480233A (en) * 1954-07-21 1969-11-25 Us Navy Missile guidance method and apparatus
US5061930A (en) * 1990-06-12 1991-10-29 Westinghouse Electric Corp. Multi-mode missile seeker system
RU2220397C1 (ru) * 2002-05-21 2003-12-27 ОАО "Корпорация "Фазотрон-НИИР" Способ наведения летательных аппаратов на наземные цели при полуактивном синтезировании апертуры антенны
RU2292061C2 (ru) * 2004-08-23 2007-01-20 Тамбовский военный авиационный инженерный институт Устройство сопровождения маневрирующей цели
RU2408846C1 (ru) * 2009-12-24 2011-01-10 Открытое акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Способ командного наведения летательного аппарата на наземные цели

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3480233A (en) * 1954-07-21 1969-11-25 Us Navy Missile guidance method and apparatus
US5061930A (en) * 1990-06-12 1991-10-29 Westinghouse Electric Corp. Multi-mode missile seeker system
RU2220397C1 (ru) * 2002-05-21 2003-12-27 ОАО "Корпорация "Фазотрон-НИИР" Способ наведения летательных аппаратов на наземные цели при полуактивном синтезировании апертуры антенны
RU2292061C2 (ru) * 2004-08-23 2007-01-20 Тамбовский военный авиационный инженерный институт Устройство сопровождения маневрирующей цели
RU2408846C1 (ru) * 2009-12-24 2011-01-10 Открытое акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Способ командного наведения летательного аппарата на наземные цели

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2751433C1 (ru) * 2020-12-15 2021-07-13 Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро УЗГА" (ООО "ОКБ УЗГА") Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Roth et al. EKF/UKF maneuvering target tracking using coordinated turn models with polar/Cartesian velocity
Li et al. Improved maximum correntropy cubature Kalman filter for cooperative localization
Modalavalasa et al. A new method of target tracking by EKF using bearing and elevation measurements for underwater environment
Mallick et al. Angle-only filtering in 3D using modified spherical and log spherical coordinates
Miller et al. Underwater target tracking using bearing-only measurements
Badriasl et al. Bayesian WIV estimators for 3-D bearings-only TMA with speed constraints
RU2686802C1 (ru) Система информационного обеспечения скрытного наведения летательных аппаратов в зоне обнаружения импульсно-доплеровской рлс
Rana et al. Non-linear orbital path tracking of ornithopters
Ra et al. Robust horizontal line-of-sight rate estimator for sea skimming anti-ship missile with two-axis gimballed seeker
Raju et al. Passive target tracking using unscented kalman filter based on monte carlo simulation
Mallick et al. Comparison of measures of nonlinearity for bearing-only and GMTI filtering
CN116719239A (zh) 一种迹向欠驱动卫星不完全信息追逃博弈控制方法
Raj et al. Estimation of line-of-sight rate in a homing Missile Guidance loop using optimal filters
Nelson et al. Projectile launch point estimation from radar measurements
Dak et al. Tracking and interception of a spiralling ballistic target on reentry
Manavoğlu et al. Tracking of real airborne targets with multistatic passive radars in 3D
Pudovkin et al. Synthesis of an Algorithm for Angle Measurement Channel of the Information-Measuring System of a Maneuvering Aircraft Given its Dynamic and Kinematic Characteristics
Goel et al. Dead reckoning for aircraft in distributed interactive simulation
Gu et al. Collision-free multiple unmanned combat aerial vehicles cooperative trajectory planning for time-critical missions using differential flatness approach
Radhakrishnan et al. Continuous-discrete quadrature filters for intercepting a ballistic target on reentry using seeker measurements
Radhakrishnan et al. Ballistic target tracking and its interception using suboptimal filters on reentry
Lakshmi et al. Passive object tracking using MGEKF algorithm
Saini et al. Air-to-air tracking performance with inertial navigation and gimballed radar: a kinematic scenario
Weintraub et al. An optimal-stochastic aircraft defense strategy for the active target defense scenario
Lee et al. Rao-blackwellized unscented particle filter for a handheld unexploded ordnance geolocation system using IMU/GPS

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201230