RU2751433C1 - Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта - Google Patents

Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта Download PDF

Info

Publication number
RU2751433C1
RU2751433C1 RU2020141316A RU2020141316A RU2751433C1 RU 2751433 C1 RU2751433 C1 RU 2751433C1 RU 2020141316 A RU2020141316 A RU 2020141316A RU 2020141316 A RU2020141316 A RU 2020141316A RU 2751433 C1 RU2751433 C1 RU 2751433C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
target
aircraft
vector
azimuth
oes
Prior art date
Application number
RU2020141316A
Other languages
English (en)
Inventor
Сергей Викторович Евдокимов
Александр Львович Платонов
Михаил Сергеевич Лутков
Георгий Ринатович Куштанов
Алексей Игоревич Сергеев
Андрей Владимирович Пономарев
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро УЗГА" (ООО "ОКБ УЗГА")
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 Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро УЗГА" (ООО "ОКБ УЗГА") filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "Опытно-конструкторское бюро УЗГА" (ООО "ОКБ УЗГА")
Priority to RU2020141316A priority Critical patent/RU2751433C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2751433C1 publication Critical patent/RU2751433C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/34—Direction control systems for self-propelled missiles based on predetermined target position data
    • F41G7/343—Direction control systems for self-propelled missiles based on predetermined target position data comparing observed and stored data of target position or of distinctive marks along the path towards the target
    • 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
    • G01S13/003—Bistatic radar systems; Multistatic radar systems

Abstract

Изобретение относится к способам целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих способов и устройств целеуказания по направлению в системах наведения управляемых объектов - как дистанционно пилотируемых (беспилотных) летательных аппаратов, так и в пилотируемой авиации. Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта заключается в регистрации измерительной информации с бесплатформенной инерциальной навигационной системы (далее - БИНС), оптико-электронной системы (далее - ОЭС), радиовысотомера, установленных на воздушном судне, проведении вычислений и обработке измерительной информации. При этом сначала формируется массив данных, включающий широту и долготу воздушного судна, угол азимута ОЭС и угол места ОЭС, максимальную скорость вращения ОЭС. Фиксируются координаты цели (широта цели, долгота цели). Определяется высота цели. Вычисляется разница между высотой воздушного судна и высотой цели. Рассчитывается разница между положением цели и положением воздушного судна по северным и восточным координатам. Выстраивается вектор, берущий начало из воздушного судна, направленный на цель. Рассчитываются значения угла азимута и угла места вектора, берущего начало из воздушного судна, направленного на цель. Вычисляется разница между положением вектора линии визирования ОЭС и положением вектора, берущего начало из воздушного судна, направленного на цель по углу азимута и углу места. Рассчитываются угловые скорости угла азимута и угла места, на которые необходимо повернуть вектор линии визирования. Проводится корректировка угловых скоростей угла азимута и угла места, на которые необходимо повернуть вектор линии визирования, с использованием контура обратной связи по рассогласованию текущих и заданных координат, представляющих собой комбинированный линейно-нелинейный фильтр. Технический результат заявляемого решения заключаются: в упрощении осуществлении способа; в повышении точности наведения вектора линии визирования на цель за счет использования контура обратной связи по рассогласованию текущих и заданных координат, коррекции контура по каждой из осей посредством использования комбинированного линейно-нелинейного фильтра; в повышении быстроты осуществления способа, так как все операции для реализации способа выполняются непосредственно на воздушном судне. 1 ил.

Description

Изобретение относится к способам целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих способов и устройств целеуказания по направлению в системах наведения управляемых объектов - как дистанционно пилотируемых (беспилотных) летательных аппаратов, так и в пилотируемой авиации. Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта может быть использован для предварительного наведения линии визирования целевой нагрузки на зону интереса, для повторного наблюдения за ранее известными целями, для доразведки целей по полученными извне координатам (введенных оператором или определенных другими компонентами целевой нагрузки).
Известен способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта из патента РФ №2117902 с датой приоритета 09.07.1997, который состоит в том, что разворачивают визир системы наведения управляемого объекта в вертикальной и горизонтальной плоскостях в сторону уменьшения соответствующих углов до их нулевых значений. Далее измеряют расстояние D между целью и некоторой точкой (вне цели) и магнитный азимут Кци цели относительно этой точки, определяют широту ψи и долготу λи этой точки, вводят значения D, Кци, ψи, λи в установленный в районе этой точки вычислитель, в который предварительно вводят цифровую карту района расположения цели и этой точки. Затем вычисляют широту ψц, долготу λц и высоту Нц над уровнем моря места расположения цели и передают эти координаты цели по радиоканалу на носитель управляемого объекта. На этом носителе определяют широту ωо и долготу λо его местонахождения, измеряют высоту Нор его полета над рельефом местности, магнитный азимут Кмн продольной оси этого носителя и угол ориентации Вов этой оси в вертикальной плоскости, а также углы Влв и Алв ориентации соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях оси визира системы наведения управляемого объекта относительно продольной оси его носителя. Вводят значения ψц, λц, Нц, Нор, ψо, λо, Кмн, Вов, Влв и Алв в вычислитель носителя управляемого объекта, куда предварительно вводят цифровую карту района, в которой проходит маршрут полета носителя управляемого объекта. Затем вычисляют на носителе углы ориентации в вертикальной и горизонтальной плоскостях вектора дальности носитель - цель и углы Авц, Ввц ориентации в горизонтальной и вертикальной плоскостях оси визира системы наведения управляемого объекта относительно вектора дальности носитель - цель, нулевые значения которых обеспечивают при развороте визира системы наведения управляемого объекта.
Недостатками известного способа целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта являются сложность в реализации способа и низкая точность, обусловленные особенностями наведения визирного устройства. Так, данные для наведения на цель передаются не напрямую с воздушного судна, а через вычислитель, находящийся на земле, что требует расширенного аппаратного обеспечения для реализации способа, повышает вероятность ошибки.
Известен способ слежения за подвижным объектом из патента РФ 2473934 с датой приоритета 19.10.2011, при реализации которого проводят определение и установку исходных размеров поля зрения визирного устройства прибора слежения, совмещение его с объектом слежения и удержание в таком положении в течение заданного времени. Далее формируют стабилизированную линию визирования и юстируют ее в исходном состоянии с оптической осью визирного устройства прибора слежения, определяют направление и величину угловой скорости ухода от оптической оси визирного устройства прибора слежения стабилизированной линии визирования, перемещают с этой же скоростью стабилизированную линию визирования в противоположном направлении, совмещают ее с точкой визирования на объекте слежения. При маневрировании визирного устройства прибора слежения измеряют угол его крена, угол возвышения линии визирования, определяют угол отклонения линии визирования от заданного положения и перемещают ее в обратном направлении на этот же угол в заданное положение, при перемещении объекта слежения измеряют и запоминают направление и величину его угловой скорости ωo, определяют ее математическое ожидание ωo.мож и среднеквадрэтическое отклонение ωо.ско, автоматически перемещают линию визирования с угловой скоростью ωлв=ωо.мож в направлении движения объекта слежения, подсвечивают визирный индекс, плавно изменяют яркость и цвет его подсветки до достижения им оптимального контраста с объектом слежения, уменьшают поле зрения до размера
Figure 00000001
где В - уменьшаемый угловой размер поля зрения визирного устройства прибора слежения, Во - угловой размер объекта слежения, σв - среднеквадратическое значение ошибки визирования, σю - среднеквадратическое значение ошибки юстировки линии визирования с оптической осью визирного устройства, tи - время инерции системы «глаз - визирное устройство - прибор слежения». По истечении времени tз+tи, где tз - заданное время визирования, восстанавливают исходные размеры поля зрения визирного устройства прибора слежения.
Недостатками известного способа слежения за подвижным объектом являются сложность вычислений и низкая точность. Сложность обусловлена характером и количеством операций, которые необходимо провести для осуществления способа. Низкая точность обусловлена тем, что при реализации способа не решена проблема автоматического наведения линии визирования на цель.
Известен способ целеуказания при прицеливании на вертолетном комплексе из патента РФ №2697939 с датой приоритета 20.08.2018 г. (прототип), который состоит в том, что точка целеуказания задается оператором по изображению, наблюдаемому им на мониторе обзор но -прицельной системы (ОПС) с оптико-электронной системой (ОЭС) прицела, работающей в видимой, средней и дальней инфракрасных областях спектра. Оператор производит электронный захват цели и передачу функции последующего слежения за ней на систему автосопровождения за целью по изображению от ОЭС камеры, установленной на гирокоординаторе ракеты, имеющей значения угла поля зрения и разрешения чувствительной матрицы камеры иные, чем значения этих характеристик для ОЭС прицела. Из цифрового изображения сцены с ОЭС прицела вырезается и запоминается фрагмент изображения вокруг точки целеуказания, а полное цифровое изображение сцены с ОЭС прицела сжимается для получения соответствия метрических характеристик ОЭС прицела и камеры гирокоординатора. Фрагмент и сжатое изображение обрабатываются региональным градиентным оператором. Получаемые от ОЭС камеры изображения, также обрабатываются тем же региональным градиентным оператором, используя сжатое и обработанное изображение от прицела. Производится операция сопоставления его с несжатым изображением от ОЭС камеры средствами функции нормированной кросс-корреляции для нахождения точки целеуказания на изображении ОЭС камеры. Координаты найденной точки передаются в систему автосопровождения для дальнейшего слежения за целью. При дальности, когда метрика запомненного фрагмента совпадает с метрикой текущего изображения от ОЭС камеры гирокоординатора, производится повторная нормированная кросс-корреляция этого фрагмента с некоторой областью изображения (обработанной градиентным оператором) около текущей точки слежения для ее коррекции.
Недостатками известно способа целеуказания при прицеливании на вертолетном комплексе также является сложность осуществления способа. Сложность обусловлена характером и количеством операций, которые необходимо провести для осуществления способа.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при использовании предлагаемого способа, является простое, быстрое и точное осуществление целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта.
Технические результаты заявляемого решения заключаются:
- в упрощении осуществлении способа;
- в повышении точности наведения вектора линии визирования на цель за счет использования контура обратной связи по рассогласованию текущих и заданных координат, коррекции контура по каждой из осей посредством использования комбинированного линейно-нелинейного фильтра;
- в повышении быстроты осуществления способа, так как все операции для реализации способа выполняются непосредственно на воздушном судне.
Данные технические результаты достигаются за счет того, что способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта заключается в регистрации измерительной информации с бесплатформенной инерциальной навигационной системы (далее - БИНС), оптико-электронной системы (далее - ОЭС), радиовысотомера, установленных на воздушном судне, проведении вычислений и обработке измерительной информации. При этом сначала формируется массив данных, включающий широту и долготу воздушного судна, угол азимута ОЭС и угол места ОЭС, максимальную скорость вращения ОЭС. Фиксируются координаты цели (широта цели, долгота цели.). Определяется высота цели. Вычисляется разница между высотой воздушного судна и высотой цели. Рассчитывается разница между положением цели и положением воздушного судна по северным и восточным координатам. Выстраивается вектор, берущий начало из воздушного судна, направленный на цель. Рассчитываются значения угла азимута и угла места вектора, берущего начало из воздушного судна, направленного на цель. Вычисляется разница между положением вектора линии визирования ОЭС и положением вектора, берущего начало из воздушного судна, направленного на цель по углу азимута и углу места. Рассчитываются угловые скорости угла азимута и угла места, на которые необходимо повернуть вектор линии визирования. Проводится корректировка угловых скоростей угла азимута и угла места, на которые необходимо повернуть вектор линии визирования, с использованием контура обратной связи по рассогласованию текущих и заданных координат, представляющих собой комбинированный линейно-нелинейный фильтр.
Регистрация измерительной информации производится в течение временного интервала, обеспечивающего определение измеряемой величины с необходимой точностью.
На фиг. 1 представлена последовательность действий для осуществления способа целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта.
Рассмотрим реализацию предлагаемого способа на примере осуществления способа целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта в условиях наличия исходной информации, постановки полетного задания.
Решение данной задачи осуществляется следующим образом. Проводят регистрацию измерительной информации, вычисления, обработку измерительной информации с использованием предварительно проведенных вычислений.
Регистрацию измерительной информации осуществляют устройства, установленные на воздушном судне: БИНС, ОЭС, радиовысотомер.
Данные, регистрирующиеся в БИНС:
Figure 00000002
Figure 00000003
Данные, регистрирующиеся в ОЭС:
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
Данные, регистрирующиеся радиовысотомером:
Figure 00000007
В дополнение к формируемому массиву измерительной информации, полученному с оборудования, установленного на воздушном судне, оператору поступают координаты цели, на которую необходимо навести ОЭС:
Figure 00000008
Figure 00000009
Оператор вводит координаты цели в карту, в которую заранее загружена матрица высот. Матрица высот содержит в себе высоты тех или иных точек на карте местности.
При сопоставлении заданных координат широты и долготы цели с матрицей высот, определяют:
Figure 00000010
Далее проводят обработку измерительной информации:
Зная координаты и высоту цели, проводят следующие вычисления:
1) Расчет разницы между высотой воздушного судна (6) и высотой цели (9):
Figure 00000011
2) Расчет разницы между положением цели (7)-(8) и положением воздушного судна (1)-(2) по северным и восточным координатам:
Figure 00000012
Figure 00000013
На основе необходимого набора расчетной информации ΔН, ΔLat, ΔLon, строят вектор (TV), который берет начало в ВС, направленный на цель, на основе расчетов разницы между северными и восточными координатами ВС и цели и, разницей высот ВС и цели.
Далее проводят обработку измерительной информации, поступающей с ОЭС (3)-(4).
На первом этапе обработки измерительной информации, для построенного вектора (TV) рассчитывают значения угла азимута (αTV) и угла места (βTV). Расчет значений угла места и угла азимута вектора (7V) реализуется следующим образом: используя программный функционал, по координатам запрашивается положение точки цели на плоскости и относительно нее, к конструкторской оси самолета, рассчитывается угол места и угол азимута.
Значения угла азимута (αTV) и угла места (βTV) используют для вычисления разницы между положением угла азимута и угла места вектора (TV) и текущим положением угла азимута и угла места вектора линии визирования:
Figure 00000014
Figure 00000015
Полученные значения Δα и Δβ из уравнений (13)-(14), используются для корректировки угловых скоростей угла азимута и угла места, на которые необходимо повернуть вектор линии визирования.
В целях повышения точности способа целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта используется контур обратной связи по рассогласованию текущих и заданных координат. Коррекция контура обратной связи по каждой из осей представляет собой комбинированный линейно-нелинейный фильтр.
Одним из основных преимуществ в использовании контура заключаются в следующем:
- Регистрируемый поток данных имеет резкий шум, который влияет на точность вычислений. Поэтому, для ликвидаций последующих неточностей в вычислениях, применяется комбинированный линейно-нелинейный фильтр второго порядка, в зоне с малым коэффициентом. Применение фильтра обеспечивает стабилизацию в моменте наведения вектора линии визирования на цель.
- Также преимущество в использовании контура заключается в следующем. Рассматривая контур, с точки зрения устойчивости, коэффициент внешнего контура, подобран таким образом (большая зона), что при попадании в большую зону вектора линии визирования, вектор становиться относительно устойчив, что позволяет ему стабилизироваться с малым запасом и позволяет гладко перейти в зону с малым коэффициентом.
Фильтр состоит из:
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
Figure 00000019
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
На основании значений (15)-(21), выведем зависимость вида:
Figure 00000023
Уравнение (22) - зависимость, описывающая формирование коррекции контура обратной связи. Также, используя расчетные значения угловых скоростей угла азимута и угла места, на основе которых составляют и вычисляют значения большой и малой зоны контура.
В первую очередь, формируются границы для большой зоны, используя заранее установленное значение (15) и затем, в соответствии по вычисленным угловым скоростям угла азимута и угла места, составляется:
Figure 00000024
После сформированного значения большой зоны, полученной в уравнении (23), корректируем составную часть большой зоны - малую зону, в которой используем уравнение (22).
Figure 00000025
где z - значение большой зоны, у1 - значение малой зоны, а х - значение угловой скорости по углу места и углу азимуту.
После наложения на полученные значения угловых скоростей, угла азимута и угла места, комбинированного линейно-нелинейного фильтра получают скорректированные значения соответствующих угловых скоростей поворота вектора линии визирования относительно цели с минимизированной погрешностью наведения.
Таким образом, упрощение осуществлении способа, повышение точности наведения вектора линии визирования на цель, повышение быстроты осуществления способа достигается за счет того, что способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта заключается в регистрации измерительной информации с БИНС, ОЭС, радиовысотомера, установленных на воздушном судне, проведении вычислений и обработке измерительной информации. При этом сначала формируется массив данных, включающий широту и долготу воздушного судна, угол азимута ОЭС и угол места ОЭС, максимальную скорость вращения ОЭС. Фиксируются координаты цели (широта цели, долгота цели.). Определяется высота цели. Вычисляется разница между высотой воздушного судна и высотой цели. Рассчитывается разница между положением цели и положением воздушного судна по северным и восточным координатам. Выстраивается вектор, берущий начало из воздушного судна, направленный на цель. Рассчитываются значения угла азимута и угла места вектора, берущего начало из воздушного судна, направленного на цель. Вычисляется разница между положением вектора линии визирования ОЭС и положением вектора, берущего начало из воздушного судна, направленного на цель по углу азимута и углу места. Рассчитываются угловые скорости угла азимута и угла места, на которые необходимо повернуть вектор линии визирования. Проводится корректировка угловых скоростей угла азимута и угла места, на которые необходимо повернуть вектор линии визирования, с использованием контура обратной связи по рассогласованию текущих и заданных координат, представляющих собой комбинированный линейно-нелинейный фильтр.

Claims (1)

  1. Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта, заключающийся в регистрации измерительной информации с установленных на воздушном судне бесплатформенной инерциальной навигационной системы, оптико-электронной системы, радиовысотомера - высоты воздушного судна, координат воздушного судна - широты и долготы, углов наклона оптико-электронной системы - угла азимута и угла места, максимальной скорости вращения оптико-электронной системы, фиксировании координаты цели - широты и долготы, проведении расчетов и обработки измерительной информации, при этом на этапе проведения расчетов определяют высоту цели, отличающийся тем, что на этапе проведения расчетов дополнительно вычисляют разницу между высотой воздушного судна и высотой цели, рассчитывают разницу между положением цели и положением воздушного судна по северным и восточным координатам, проводят построение вектора, берущего начало из воздушного судна, направленного на цель, на этапе обработки измерительной информации последовательно рассчитывают значения угла азимута и угла места вектора, берущего начало из воздушного судна, направленного на цель, вычисляют разницу между положением вектора линии визирования оптико-электронной системы и положением вектора, берущего начало из воздушного судна, направленного на цель по углу азимута и углу места, рассчитывают угловые скорости угла азимута и угла места, на которые необходимо повернуть вектор линии визирования, проводят корректировку угловых скоростей угла азимута и угла места, на которые необходимо повернуть вектор линии визирования с использованием контура обратной связи по рассогласованию текущих и заданных координат, представляющих собой комбинированный линейно-нелинейный фильтр.
RU2020141316A 2020-12-15 2020-12-15 Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта RU2751433C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020141316A RU2751433C1 (ru) 2020-12-15 2020-12-15 Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020141316A RU2751433C1 (ru) 2020-12-15 2020-12-15 Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2751433C1 true RU2751433C1 (ru) 2021-07-13

Family

ID=77020005

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020141316A RU2751433C1 (ru) 2020-12-15 2020-12-15 Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2751433C1 (ru)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2647540B1 (fr) * 1989-05-23 1994-03-25 Thomson Csf Dispositif de ralliement de missile
RU2117902C1 (ru) * 1997-07-09 1998-08-20 Роберт Петрович Николаев Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта
RU2188381C2 (ru) * 2000-02-14 2002-08-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Способ командного телеуправления ракетой
RU2473861C2 (ru) * 2007-04-18 2013-01-27 Аления Аэронаутика Спа Способ и система оценки зоны попадания боевой нагрузки, запускаемой с летательного аппарата
RU2473867C1 (ru) * 2011-08-10 2013-01-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройство для его осуществления
RU2686802C1 (ru) * 2017-12-29 2019-04-30 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Система информационного обеспечения скрытного наведения летательных аппаратов в зоне обнаружения импульсно-доплеровской рлс
RU2697939C1 (ru) * 2018-08-20 2019-08-21 Закрытое акционерное общество "МНИТИ" (ЗАО "МНИТИ") Способ автоматизации целеуказания при прицеливании на вертолетном комплексе

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2647540B1 (fr) * 1989-05-23 1994-03-25 Thomson Csf Dispositif de ralliement de missile
RU2117902C1 (ru) * 1997-07-09 1998-08-20 Роберт Петрович Николаев Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта
RU2188381C2 (ru) * 2000-02-14 2002-08-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Способ командного телеуправления ракетой
RU2473861C2 (ru) * 2007-04-18 2013-01-27 Аления Аэронаутика Спа Способ и система оценки зоны попадания боевой нагрузки, запускаемой с летательного аппарата
RU2473867C1 (ru) * 2011-08-10 2013-01-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройство для его осуществления
RU2686802C1 (ru) * 2017-12-29 2019-04-30 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Система информационного обеспечения скрытного наведения летательных аппаратов в зоне обнаружения импульсно-доплеровской рлс
RU2697939C1 (ru) * 2018-08-20 2019-08-21 Закрытое акционерное общество "МНИТИ" (ЗАО "МНИТИ") Способ автоматизации целеуказания при прицеливании на вертолетном комплексе

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2525539B2 (ja) 合成アレイレ―ダを使用した自律正確度兵器
Fazeli et al. Evaluating the potential of RTK-UAV for automatic point cloud generation in 3D rapid mapping
EP1590770B1 (en) Compensation for overflight velocity when stabilizing an airborne camera
Chiabrando et al. Direct photogrammetry using UAV: tests and first results
BR112018000875B1 (pt) Método para pouso assistido de aeronave, mídia legível por computador, dispositivo de processamento de dados e sistema para pouso assistido automático
EP3454011B1 (en) Navigation systems and methods
US20120232717A1 (en) Remote coordinate identifier system and method for aircraft
US20160195878A1 (en) Missile system with navigation capability based on image processing
RU2513900C1 (ru) Способ и устройство определения координат объектов
RU2749194C1 (ru) Способ дистанционного определения координат местоположения наземного (надводного) объекта
RU2751433C1 (ru) Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта
US11037018B2 (en) Navigation augmentation system and method
EP3751233B1 (en) Multi-aircraft vision and datalink based navigation system and method
RU2617147C1 (ru) Способ начального ориентирования гироскопической навигационной системы для наземных подвижных объектов
US20190050001A1 (en) System and method for precise determination of a remote geo-location in real time
WO2021014294A1 (fr) Procede et dispositif de recalage d'une centrale inertielle
RU2686453C1 (ru) Способ навигации летательного аппарата
Lukashevich et al. The new approach for reliable UAV navigation based on onboard camera image processing
RU2058011C1 (ru) Бортовой комплекс корректируемого летательного аппарата, стабилизированного по крену, с телевизионной головкой самонаведения
RU2583851C2 (ru) Беспилотный мобильный комплекс
FR2542863A1 (fr) Systeme heliporte de localisation et de determination des parametres de deplacement d'une cible, et procede pour sa mise en oeuvre
CN109813302A (zh) 最佳可用导航星快速确定方法
RU2795367C1 (ru) Способ программно-корректируемого сопровождения цели
EP0013524B1 (fr) Procédé d'aide au pilotage et à l'atterrissage d'un aérodyne
RU2117902C1 (ru) Способ целеуказания по направлению системе наведения управляемого объекта