RU2735418C2 - Spatial simulation model of automatic maneuverable aircraft control system - Google Patents

Spatial simulation model of automatic maneuverable aircraft control system Download PDF

Info

Publication number
RU2735418C2
RU2735418C2 RU2019105223A RU2019105223A RU2735418C2 RU 2735418 C2 RU2735418 C2 RU 2735418C2 RU 2019105223 A RU2019105223 A RU 2019105223A RU 2019105223 A RU2019105223 A RU 2019105223A RU 2735418 C2 RU2735418 C2 RU 2735418C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
target
guidance
input
control commands
Prior art date
Application number
RU2019105223A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2019105223A (en
RU2019105223A3 (en
Inventor
Сергей Валентинович Жарков
Сергей Константинович Болычевский
Николай Андреевич Иванов
Original Assignee
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства обороны Российской Федерации
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 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства обороны Российской Федерации
Priority to RU2019105223A priority Critical patent/RU2735418C2/en
Publication of RU2019105223A publication Critical patent/RU2019105223A/en
Publication of RU2019105223A3 publication Critical patent/RU2019105223A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2735418C2 publication Critical patent/RU2735418C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G9/00—Systems for controlling missiles or projectiles, not provided for elsewhere

Abstract

FIELD: armament; rocket equipment.
SUBSTANCE: invention can be used in development of short-range complexes and systems with aircraft maneuvering on target. Invention is intended for analysis of aircraft guidance on different types of targets, including intensive maneuvering, with the possibility of correction of parameters of elements of aircraft control system for determination of technical capabilities of increase of control accuracy in specific tactical situations without carrying out natural experiments. Model is based on use of transfer functions of short-range aircraft control loop. Essence of the model consists in the fact that AC control commands are generated in two mutually independent channels (azimuth and elevation angle), and as initial information on input of model is supplied mixture of angular coordinates of target and angular noise generated by separate radar model of target.
EFFECT: thus obtained homing path parameters enable to analyze homing characteristics of various types of aerial targets in various tactical situations with sufficient accuracy and reliability.
1 cl, 16 dwg

Description

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике и может быть использовано при разработке комплексов и систем малой дальности с теленаведением летательного аппарата на цель. Теленаведение - способ наведения, основанный на выработке команд управления на наземном пункте и передаче их на борт летательного аппарата (ЛА) в виде непрерывных команд управления рулями (в вертикальной и боковой плоскостях) и разовых команд различного назначения [1]. Работа имитационных моделей (ИМ) систем теленаведения ЛА обеспечивается наличием информации об угловых координатах цели, ЛА и главной обратной связи для замыкания контура управления. В известной патентной и научной литературе, соответствующей современному уровню развития техники представлены описания имитационных моделей систем управления автоматическим маневренным летательным аппаратом [2, 3], основанные на использовании одной угловой координаты цели и ЛА (как правило угол места) при выработке команд управления ЛА. Недостатком данных моделей является отсутствие в их структуре канала управления в боковой плоскости, что не позволяет им отразить траекторию наведения ЛА в трехмерном пространстве, имеющую важную роль при анализе наведения ЛА на цели, совершающие пространственные маневры типа «раскручивающаяся спираль», «неправильная бочка» и другие. Кроме этого в известных ИМ цель представляется точечным источником отраженных электромагнитных волн в радиодиапазоне, в то время как реальная цель представляет собой протяженный объект конечных размеров. При этом интенсивность создаваемого целью углового шума определяется ее размерами при пеленгации в радиодиапазоне системой сопровождения. Наиболее близкой к предлагаемой ИМ является цифровая имитационная модель системы управления ЛА малой дальности [4], структура которой представлена на фиг. 2. Имитационная модель содержит: программу движения цели относительно точки пуска ЛА в плоскости угла места и азимута, алгоритм программного вывода, алгоритм работы компенсатора динамической ошибки наведения.The invention relates to the field of weapons, namely to rocketry and can be used in the development of complexes and short-range systems with tele-guidance of the aircraft to the target. Television guidance is a guidance method based on generating control commands at a ground point and transferring them to an aircraft (AC) in the form of continuous rudder control commands (in the vertical and lateral planes) and one-time commands for various purposes [1]. The operation of simulation models (MI) of aircraft tele-guidance systems is provided by the availability of information about the angular coordinates of the target, aircraft and the main feedback for closing the control loop. In the known patent and scientific literature, corresponding to the current level of technology development, descriptions of simulation models of control systems for an automatic maneuverable aircraft [2, 3] are presented, based on the use of one angular coordinate of the target and the aircraft (as a rule, the elevation angle) when generating aircraft control commands. The disadvantage of these models is the absence in their structure of a control channel in the lateral plane, which does not allow them to reflect the aircraft guidance trajectory in three-dimensional space, which has an important role in the analysis of aircraft guidance to targets performing spatial maneuvers such as "unwinding spiral", "incorrect barrel" and others. In addition, in the known MI, the target is represented by a point source of reflected electromagnetic waves in the radio range, while the real target is an extended object of finite dimensions. In this case, the intensity of the angular noise created by the target is determined by its dimensions during direction finding in the radio range by the tracking system. Closest to the proposed MI is a digital simulation model of the short-range aircraft control system [4], the structure of which is shown in Fig. 2. The simulation model contains: a program of target movement relative to the launch point of the aircraft in the plane of elevation and azimuth, an algorithm for programmed output, an algorithm for the compensator of the dynamic guidance error.

Алгоритм программного вывода представляет собой программу обхода дыма, обеспечивающую быстрый захват ЛА на сопровождение оптико-электронной системой в зависимости от направления вектора скорости ветра. Запуск алгоритма компенсации динамической ошибки наведения производится сразу после захвата ЛА на сопровождение по угловым координатам.The programmed output algorithm is a smoke bypass program that provides fast capture of an aircraft for accompaniment by an optoelectronic system, depending on the direction of the wind speed vector. The launch of the dynamic guidance error compensation algorithm is performed immediately after the aircraft is captured for tracking along the angular coordinates.

Вычисление команд управления ЛА производится как на начальном участке, так и на участке наведения.The calculation of aircraft control commands is carried out both in the initial section and in the guidance section.

В формировании суммарных команд управления ЛА на участке наведения участвуют сигналы с выходов корректирующих фильтров, сигналы компенсации динамической ошибки, команды вывода ЛА на кинематическую траекторию. Выработанные таким образом команды управления передаются на борт ЛА, где исполняются путем изменения положения органов управления в соответствующих плоскостях. Команды управления при этом преобразуются из измерительной в исполнительную систему координат, с учетом угла скручивания.Signals from the outputs of correcting filters, signals of dynamic error compensation, commands to output the aircraft to the kinematic trajectory are involved in the formation of the total control commands of the aircraft in the guidance section. The control commands generated in this way are transmitted to the aircraft, where they are executed by changing the position of the controls in the corresponding planes. In this case, control commands are converted from a measuring coordinate system to an executive coordinate system, taking into account the twist angle.

Недостатком данной ИМ является отсутствие в ее структуре блока, имитирующего угловой шум цели и как следствие невозможность проведения моделирования и анализа теленаведения на групповые сосредоточенные цели, либо на цели, применяющие радиолокационные ловушки различных типов. Такие тактические ситуации часто создаются современными авиационными средствами для противодействия системам наведения ЛА.The disadvantage of this MI is the absence in its structure of a block that simulates the angular noise of a target and, as a consequence, the impossibility of modeling and analyzing tele-guidance to group concentrated targets, or to targets using radar traps of various types. Such tactical situations are often created by modern aviation facilities to counter aircraft guidance systems.

Задачей изобретения является проведение анализа особенностей наведения ЛА на различные типы протяженных по дальности и угловым координатам целей, в том числе интенсивно-маневрирующих, с возможностью коррекции параметров элементов системы управления ЛА для определения технических возможностей повышения точности наведения в конкретных тактических ситуациях без проведения натурных экспериментов.The objective of the invention is to analyze the features of aircraft guidance to various types of targets extended in range and angular coordinates, including intensively maneuvering ones, with the possibility of correcting the parameters of the aircraft control system elements to determine the technical possibilities of improving the guidance accuracy in specific tactical situations without carrying out field experiments.

Для решения задачи изобретения предлагается структура системы управления ЛА, изображенная на фиг. 3, где 1 - блок формирования углового шума цели, 2 - нелинейный цифровой фильтр по углу места, 3 - корректирующий фильтр наведения по углу места, 4 - устройство умножения на программную функцию дальности до ЛА в плоскости угла места, 5 - кинематическое звено в плоскости угла места, 6 - программное устройство стабилизации по углу места, 7 - блок умножения на дальность до ЛА, 8 - дифференцирующее сглаживающее устройство по углу места, 9 - дифференцирующий фильтр по углу места, 10 - функциональный преобразователь вывода по углу места, 11 - схема переключения режимов «вывод - наведение» в плоскости угла места, 12 - релейный элемент в плоскости угла места, 13 - устройство ограничения максимальных команд управления по углу места, 14 - устройство ограничения максимальных команд управления в плоскости угла места, 15 - устройство расчета команды компенсации динамической ошибки наведения по углу места, 16 - преобразователь исполнительной системы координат, 17 - блок автопилот - ЛА в плоскости угла места, 18 - устройство ограничения максимальных команд управления по углу места после пересчета координат, 19 - нелинейный цифровой фильтр по азимуту, 20 - корректирующий фильтр наведения по азимуту, 21 - устройство умножения на программную функцию дальности до ЛА в плоскости азимута, 22 - устройство расчета команды компенсации динамической ошибки наведения в плоскости азимута, 23 - программное устройство стабилизации по азимуту, 24 - блок умножения на дальность до ЛА, 25 - дифференцирующее сглаживающее устройство по азимуту, 26 - дифференцирующий фильтр по азимуту, 27 - функциональный преобразователь вывода по азимуту, 28 - схема переключения режимов «вывод - наведение» в плоскости азимута, 29 - релейный элемент в азимутальной плоскости, 30 - устройство ограничения максимальных команд управления в плоскости азимута, 31 - устройство ограничения максимальных команд управления по азимуту, 32 - устройство ограничения максимальных команд управления по азимуту после пересчета координат, 33 - блок автопилот - ЛА в плоскости азимута, 34 - кинематическое звено в плоскости азимута. Предлагаемая структурная схема отличается от исходной, реализующей способ-прототип, наличием дополнительных элементов 1, 16, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, 30, 31, 32, 33, 34, наличием связей между сумматором и компенсатором динамической ошибки по азимуту, между 1 и 2, 1 и 19, 15 и 22, 14 и 16, 16 и 30. Формула изобретения представлена на фиг. 1, где 35 - блок системы вывода ЛА на кинематическую траекторию в плоскости угла места, 36 - блок системы наведения ЛА в плоскости угла места, 37 - блок системы вывода ЛА на кинематическую траекторию в плоскости азимута, 38 - блок системы наведения ЛА в плоскости азимута. Компьютерная имитационная модель контура наведения автоматического маневренного летательного аппарата представлена на фиг. 4.To solve the problem of the invention, the structure of the aircraft control system shown in FIG. 3, where 1 is a block for generating the angular noise of the target, 2 is a nonlinear digital filter in elevation, 3 is an elevation guidance filter, 4 is a device for multiplying by the program function of the range to the aircraft in the elevation plane, 5 is a kinematic link in the plane elevation, 6 - software device for stabilization in elevation, 7 - multiplying unit for the range to the aircraft, 8 - differentiating smoothing device for elevation, 9 - differentiating filter for elevation, 10 - functional transducer of elevation output, 11 - circuit switching modes "output - guidance" in the elevation plane, 12 - relay element in the elevation plane, 13 - device for limiting maximum control commands in elevation, 14 - device for limiting maximum control commands in the elevation plane, 15 - device for calculating compensation commands dynamic guidance error in elevation, 16 - executive coordinate system converter, 17 - autopilot - aircraft unit in the plane la place, 18 - device for limiting the maximum control commands in elevation after recalculation of coordinates, 19 - nonlinear digital filter in azimuth, 20 - correction filter for guidance in azimuth, 21 - device for multiplying by the program function of the range to the aircraft in the azimuth plane, 22 - device calculating the command to compensate for the dynamic guidance error in the azimuth plane, 23 - azimuth stabilization software, 24 - multiplying unit for the range to the aircraft, 25 - azimuth differentiating smoothing device, 26 - azimuth differentiating filter, 27 - azimuth output functional converter, 28 - scheme for switching the modes "output - guidance" in the azimuth plane, 29 - relay element in the azimuth plane, 30 - device for limiting maximum control commands in the azimuth plane, 31 - device for limiting maximum control commands in azimuth, 32 - device for limiting maximum control commands in azimuth after recalculation of coordinates, 33 - autopilot block - aircraft in the azimuth plane, 34 - kinematic link in the azimuth plane. The proposed block diagram differs from the original one that implements the prototype method by the presence of additional elements 1, 16, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, 30, 31, 32, 33, 34 , the presence of connections between the adder and the dynamic error compensator in azimuth, between 1 and 2, 1 and 19, 15 and 22, 14 and 16, 16 and 30. The claims are presented in FIG. 1, where 35 is the unit of the aircraft launching system to the kinematic trajectory in the elevation plane, 36 is the aircraft guidance system unit in the elevation plane, 37 is the unit of the aircraft launching system to the kinematic trajectory in the azimuth plane, 38 is the aircraft guidance system unit in the azimuth plane ... A computer simulation model of the guidance loop of an automatic maneuverable aircraft is shown in FIG. 4.

Сущность изобретения заключается в том, что в отличие от известной модели, для выполнения задачи изобретения координата угла места цели, проходя через сумматор преобразуется в угловое отклонение траектории полета ЛА от кинематической траектории, преобразуемое путем умножения на программную функцию дальности до ЛА в линейное отклонение ЛА, поступает на вход устройств, предназначенных для вывода ЛА на кинематическую траекторию, откуда после срабатывания схемы переключения режимов «вывод - наведение» на вход устройств режима «наведения» и далее после сложения с командой компенсации динамической ошибки наведения через устройство ограничения максимальных команд управления на вход системы «автопилот - ЛА» и через кинематическое звено на сумматор, замыкая обратную связь; при этом выработка команд управления ЛА происходит также и в горизонтальной плоскости наведения, а на вход каналов управления поступает аддитивная смесь текущих угловых координат цели и углового шума, вырабатываемого моделью углового шума цели раздельно для плоскостей наведения, команды компенсации динамических ошибок наведения вырабатываются в двух каналах управления, а совместный пересчет команд управления с учетом скручивания производится в преобразователе исполнительной системы координат после чего команды управления через устройство ограничения максимальных команд управления поступают на вход системы «автопилот - ЛА» для соответствующей плоскости наведения и через кинематическое звено на сумматор, замыкая обратную связь.The essence of the invention lies in the fact that, in contrast to the known model, in order to accomplish the task of the invention, the coordinate of the elevation angle of the target, passing through the adder, is converted into the angular deviation of the aircraft flight path from the kinematic trajectory, which is converted by multiplication by the program function of the range to the aircraft into the linear deviation of the aircraft, enters the input of the devices intended to bring the aircraft to the kinematic trajectory, from where, after the switching of the “output-aiming” modes is triggered, to the input of the devices of the “aiming” mode, and then after addition with the command to compensate for the dynamic aiming error through the device for limiting the maximum control commands to the input of the system "Autopilot - aircraft" and through the kinematic link to the adder, closing the feedback; in this case, the generation of aircraft control commands also occurs in the horizontal guidance plane, and the input of the control channels receives an additive mixture of the current angular coordinates of the target and the angular noise generated by the target angular noise model separately for the guidance planes, the commands for compensation of dynamic guidance errors are generated in two control channels , and the joint recalculation of control commands, taking into account twisting, is performed in the converter of the executive coordinate system, after which the control commands through the device for limiting the maximum control commands are sent to the input of the "autopilot - aircraft" system for the corresponding guidance plane and through the kinematic link to the adder, closing the feedback.

Для формирования углового шума протяженной цели в соответствии с законами распределения, исследованными в работах [5, 6] применены предусмотренные системой имитационного моделирования «Matlab» генераторы шума, распределенного по нормальному закону, с математическим ожиданием равным нулю и среднем квадратическим отклонениемFor the formation of the angular noise of an extended target in accordance with the distribution laws investigated in [5, 6], the noise generators provided by the "Matlab" simulation system, distributed according to the normal law, with a mathematical expectation equal to zero and a standard deviation

Figure 00000001
Figure 00000001

Figure 00000002
Figure 00000002

где Тц - постоянная времени шума, изменяющаяся в соответствии с закономwhere T c - the time constant of the noise, changing in accordance with the law

Figure 00000003
Figure 00000003

Figure 00000004
Figure 00000004

b - коэффициент, учитывающий вид радиолокации, для активной радиолокации он равен 1b - coefficient taking into account the type of radar, for active radar it is equal to 1

U1, U2 - коэффициенты, зависящие от дальности до цели, скорости ее изменения и от протяженности цели по плоскостям пеленгацииU 1 , U 2 - coefficients depending on the range to the target, the rate of change and the length of the target along the direction finding planes

Figure 00000005
Figure 00000005

Figure 00000006
Figure 00000006

Kц - эмпирический коэффициент типа цели, подбираемый в соответствии с законами распределения углового шума, исследованными в [5, 6]K c - empirical coefficient of the target type, selected in accordance with the distribution laws of angular noise, investigated in [5, 6]

Lцε, Lцβ - линейные размеры цели по плоскостям. Угловой шум типовой цели, с размерами Lцε=25 м., Lцβ=15 м., полученный при использовании описанной методики моделирования представлен на фиг. 15, 16.L cε , L cβ are the linear dimensions of the target along the planes. The angular noise of a typical target, with dimensions L cε = 25 m, L cβ = 15 m, obtained using the described modeling technique is shown in Fig. 15, 16.

В преобразователе исполнительной системы координат производится вычисление команд K1, K2 в системе координат связанной с корпусом ЛА. Расчет команд производится через промежуточные переменные, характеризующие углы тангажа, рысканья, и крена ЛА.In the converter of the executive coordinate system, the commands K 1 , K 2 are calculated in the coordinate system associated with the aircraft body. The commands are calculated through intermediate variables that characterize the pitch, yaw and roll angles of the aircraft.

Результирующие команды управления ограничиваются по уровню, и передаются на борт ЛА.The resulting control commands are limited in level and transmitted to the aircraft.

Таким образом разработанная пространственная имитационная модель системы управления ЛА позволяет анализировать особенности наведения ЛА на различные типы целей, в том числе интенсивно-маневрирующие (фиг. 5-14), а возможность изменять параметры передаточных функций позволяет определять требуемые параметры устройств для повышения точности наведения в конкретных тактических ситуациях.Thus, the developed spatial simulation model of the aircraft control system allows you to analyze the features of aircraft guidance to various types of targets, including intensively maneuvering targets (Figs. 5-14), and the ability to change the parameters of the transfer functions allows you to determine the required parameters of devices to improve the guidance accuracy in specific tactical situations.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИSOURCES OF INFORMATION

1. Стрельба зенитными ракетами /Неупокоев Ф.К. М., Воениздат, 1991. 343 с.1. Shooting anti-aircraft missiles / Neupokoev F.K. M., Voenizdat, 1991.343 p.

2. Динамика полета зенитных управляемых ракет /Артамонов В.В., Кириченко В.Д., Комаров Д.М. и др. Киев., КВАИУ, 1966. 364 с.2. Dynamics of the flight of anti-aircraft guided missiles / Artamonov VV, Kirichenko VD, Komarov DM. and others Kiev., KVAIU, 1966.364 p.

3. Основы построения зенитных ракетных комплексов /Кун А.А. М., Воениздат, 1985.343 с.3. Basics of building anti-aircraft missile systems / Kuhn A.A. Moscow, Voenizdat, 1985, 343 p.

4. Математическая морфология. Электронный математический и медико-биологический журнал - Т. 10 Вып. 2. - 2011. УДК 623.451 Пространственная имитационная модель контара теленаведения ЗУР для исследования стрельбы в движении. Желнин А.А.4. Mathematical morphology. Electronic mathematical and biomedical journal - T. 10 Issue. 2. - 2011. UDC 623.451 Spatial simulation model of the missile guidance system for the study of shooting in motion. A.A. Zhelnin

5. Справочник по радиолокации /М. Сколник, Советское радио, 1970. 454 с.5. Handbook on radar / M. Skolnik, Soviet Radio, 1970.454 p.

6. Статистическая теория радиолокации протяженных целей /Островитянов Р.В., Басалов Ф.А. М., Радио и связь, 1982. - 232 с.6. Statistical theory of extended target radar / Ostrovityanov R.V., Basalov F.A. M., Radio and communication, 1982 .-- 232 p.

Claims (1)

Пространственная имитационная модель системы управления автоматическим маневренным летательным аппаратом, включающая в себя канал выработки команд управления в вертикальной плоскости наведения, на вход которого поступает координата угла места цели, которая, проходя через сумматор, преобразуется в угловое отклонение траектории полета ЛА от кинематической траектории, преобразуемое путем умножения на программную функцию дальности до ЛА в линейное отклонение ЛА, далее поступает на вход устройств, предназначенных для вывода ЛА на кинематическую траекторию, откуда после срабатывания схемы переключения режимов «вывод - наведение» на вход устройств режима «наведения» и далее после сложения с командой компенсации динамической ошибки наведения через устройство ограничения максимальных команд управления на вход системы «автопилот - ЛА» и через кинематическое звено на сумматор, замыкая обратную связь, отличающаяся от известной тем, что выработка команд управления ЛА происходит также и в горизонтальной плоскости наведения, а на вход каналов управления поступает аддитивная смесь текущих угловых координат цели и углового шума, вырабатываемого моделью углового шума цели раздельно для плоскостей наведения, команды компенсации динамических ошибок наведения вырабатываются в двух каналах управления, а совместный пересчет команд управления с учетом скручивания производится в преобразователе исполнительной системы координат.A spatial simulation model of the control system for an automatic maneuverable aircraft, which includes a channel for generating control commands in the vertical guidance plane, the input of which is the target elevation angle coordinate, which, passing through the adder, is converted into the angular deviation of the aircraft flight path from the kinematic trajectory, which is converted by multiplication by the programmed function of the range to the aircraft into the linear deviation of the aircraft, then it enters the input of the devices intended for bringing the aircraft to the kinematic trajectory, from where, after triggering the switching circuit of the "output - aiming" modes, to the input of the devices of the "aiming" mode and then after adding with the command compensation of the dynamic guidance error through the device for limiting the maximum control commands to the input of the "autopilot - aircraft" system and through the kinematic link to the adder, closing the feedback, which differs from the known one in that the generation of aircraft control commands also occurs in the horizontal a new guidance plane, and the input of the control channels receives an additive mixture of the current angular coordinates of the target and the angular noise generated by the target angular noise model separately for the guidance planes, commands for compensating for dynamic guidance errors are generated in two control channels, and the joint recalculation of control commands taking into account twisting is performed in the converter of the executive coordinate system.
RU2019105223A 2019-02-25 2019-02-25 Spatial simulation model of automatic maneuverable aircraft control system RU2735418C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019105223A RU2735418C2 (en) 2019-02-25 2019-02-25 Spatial simulation model of automatic maneuverable aircraft control system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019105223A RU2735418C2 (en) 2019-02-25 2019-02-25 Spatial simulation model of automatic maneuverable aircraft control system

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019105223A RU2019105223A (en) 2020-08-25
RU2019105223A3 RU2019105223A3 (en) 2020-08-25
RU2735418C2 true RU2735418C2 (en) 2020-11-02

Family

ID=72233786

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019105223A RU2735418C2 (en) 2019-02-25 2019-02-25 Spatial simulation model of automatic maneuverable aircraft control system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2735418C2 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2310909C1 (en) * 2006-06-23 2007-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова" Flight simulating pilotage complex
US8563908B1 (en) * 2008-12-19 2013-10-22 Lockheed Martin Corporation Methods and systems for threat engagement management
RU144759U1 (en) * 2014-01-28 2014-08-27 Открытое акционерное общество "Концерн ПВО "Алмаз - Антей" TRAINING SIMULATOR OF BATTLE CALCULATIONS OF THE ANTI-MISSILE ROCKET COMPLEX
RU2570115C2 (en) * 2012-03-23 2015-12-10 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства Обороны Российской Федерации Guidance of aa medium range missile with active self-guidance head at guidance to group concentrated target
RU2632546C1 (en) * 2016-06-23 2017-10-05 Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" Stand of complexing information-control systems of multifunctional aircraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2310909C1 (en) * 2006-06-23 2007-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова" Flight simulating pilotage complex
US8563908B1 (en) * 2008-12-19 2013-10-22 Lockheed Martin Corporation Methods and systems for threat engagement management
RU2570115C2 (en) * 2012-03-23 2015-12-10 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства Обороны Российской Федерации Guidance of aa medium range missile with active self-guidance head at guidance to group concentrated target
RU144759U1 (en) * 2014-01-28 2014-08-27 Открытое акционерное общество "Концерн ПВО "Алмаз - Антей" TRAINING SIMULATOR OF BATTLE CALCULATIONS OF THE ANTI-MISSILE ROCKET COMPLEX
RU2632546C1 (en) * 2016-06-23 2017-10-05 Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" Stand of complexing information-control systems of multifunctional aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
RU2019105223A (en) 2020-08-25
RU2019105223A3 (en) 2020-08-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Shaferman et al. Cooperative multiple-model adaptive guidance for an aircraft defending missile
RU2381524C1 (en) Tracking system for mobile objects
US6244536B1 (en) Air to air homing missile guidance
Kim et al. Time-to-go polynomial guidance with trajectory modulation for observability enhancement
CN110764523B (en) Proportional-integral pre-pilot attack target method based on anti-saturation smooth transformation
KR102339273B1 (en) GBIAS for rate-based autopilot
Pan et al. A novel fractional order PID navigation guidance law by finite time stability approach
RU2735418C2 (en) Spatial simulation model of automatic maneuverable aircraft control system
RU2290594C1 (en) Method for fire of fighting vehicle at high-speed target (modifications) and system for its realization
US3206143A (en) Controller for guiding a missile carrier on the location curve of ballistic firing positions
Hong et al. Compensation of parasitic effect in homing loop with strapdown seeker via PID control
RU2782035C2 (en) Simulation model of system for control of air target based on unmanned aerial vehicle of target complex
RU2645850C1 (en) Remotely controlled missile guidance method
RU2465535C1 (en) Method of missile remote control
de Celis et al. Neural Network-Based Controller For Terminal Guidance Applied In Short-Range Rockets
Viswanath et al. Homing missile guidance using LOS rate and relative range measurement
Feng et al. A study on the effect of radar seeker performance parameters on control and guide precision
RU2613016C1 (en) Method of missile placing into track initiation area by homing head and device for its implementation
Marković et al. Engagement areas of missiles in the proportional navigated flight powered by air breathing engines
RU2188381C2 (en) Method for command telecontrol of missile
US3356314A (en) Beam capture missile guidance system
RU2637096C2 (en) Stand for semirealistic simulation of flying vehicle homing guidance system
RU2466345C1 (en) Remotely controlled missile guidance method
Hodžić et al. LOS rate estimation techniques for proportional navigation guided missiles
Burgin et al. The Adaptive Maneuvering Logic program in support of the pilot's associate program-A heuristic approach to missile evasion