RU2758446C9 - Method for controlling position of antenna axis of on-board radar station when accompanying maneuvering aerial target - Google Patents

Method for controlling position of antenna axis of on-board radar station when accompanying maneuvering aerial target Download PDF

Info

Publication number
RU2758446C9
RU2758446C9 RU2020140250A RU2020140250A RU2758446C9 RU 2758446 C9 RU2758446 C9 RU 2758446C9 RU 2020140250 A RU2020140250 A RU 2020140250A RU 2020140250 A RU2020140250 A RU 2020140250A RU 2758446 C9 RU2758446 C9 RU 2758446C9
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
angle
horizontal
antenna
plane
vertical
Prior art date
Application number
RU2020140250A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2758446C1 (en
Inventor
Владимир Никитич Антипов
Евгений Евгеньевич Колтышев
Аманбай Аватович Испулов
Константин Сергеевич Масалитин
Алексей Юрьевич Трущинский
Владимир Витальевич Мухин
Алексей Юрьевич Фролов
Станислав Леонидович Иванов
Сергей Вениаминович Валов
Владимир Тадэушевич Янковский
Original Assignee
Акционерное общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь"
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 "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь" filed Critical Акционерное общество "Уральское проектно-конструкторское бюро "Деталь"
Priority to RU2020140250A priority Critical patent/RU2758446C9/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2758446C1 publication Critical patent/RU2758446C1/en
Publication of RU2758446C9 publication Critical patent/RU2758446C9/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • G01S13/66—Radar-tracking systems; Analogous systems
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q3/00—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system
    • H01Q3/02—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system using mechanical movement of antenna or antenna system as a whole

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: radar detection.
SUBSTANCE: invention relates to radar and can be used in radar stations (RS) for continuous selection, tracking of an intensively maneuvering aerial target (MAT), including information support for the guidance process of a flying vehicle (FV). In the claimed method, the optimal weighting coefficients
Figure 00000091
of the antenna drive control RS FV errors by angle
Figure 00000092
and angular velocity
Figure 00000093
are determined, uniquely related to the specified parameters of the antenna drive
Figure 00000094
calculated by finding the coefficients of the control signal gain matrix, taking into account the full matrix of penalties for accuracy at the current control time. Calculation eliminates the time-consuming, non-optimal search for the rates of control errors by the brute-force method (trial and error method).
EFFECT: invention provides the reduction of errors in controlling the drive of the radar antenna of the flying vehicle by angle and angular velocity when accompanying the MAT.
1 cl, 12 dwg

Description

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано в радиолокационных станциях (РЛС) для непрерывной селекции, сопровождения интенсивно маневрирующей воздушной цели (МВЦ), в том числе информационного обеспечения процесса наведения летательного аппарата (ЛА).SUBSTANCE: invention relates to radar and can be used in radar stations (RLS) for continuous selection, tracking of an intensively maneuvering air target (IAC), including information support for the aircraft (LA) guidance process.

Повышение скорости и маневренности современных ЛА предъявляет к РЛС самолетов-истребителей, ракет и БЛА высокие требования по точности, быстродействию и устойчивости сопровождения целей по направлению (по углу и угловой скорости). Существующие системы сопровождения используют как инерционный механический следящий привод антенны, так и фазированные антенные решетки (ФАР). Безинерционная ФАР, наряду с высокими показателями, сложна в изготовлении и соответственно имеет высокую стоимость. Исходя из этого до сих пор актуальным остается построение более дешевой следящей системы на базе инерционного привода антенны, удовлетворяющей современным требованиям для ряда бортовых РЛС, работающим по маневрирующим высокоскоростным, в том числе гиперзвуковым, целям.Increasing the speed and maneuverability of modern aircraft imposes high demands on the radars of fighter aircraft, missiles and UAVs in terms of accuracy, speed and stability of target tracking in direction (in angle and angular velocity). Existing tracking systems use both an inertial mechanical servo antenna drive and phased antenna arrays (PAR). Inertia-free PAR, along with high performance, is difficult to manufacture and, accordingly, has a high cost. Based on this, it is still relevant to build a cheaper tracking system based on an inertial antenna drive that meets modern requirements for a number of airborne radars operating on maneuvering high-speed, including hypersonic, targets.

Известен способ [1], в законе управления которого учитывают угловую скорость линии визирования, ее первую и вторую производные, а также инерционный привод антенны, при этом в сигнале управления дополнительно учитываются скорость линии визирования, ее первая и вторая производные. Для формирования сигнала управления используется математический аппарат статистической теории оптимального управления на основе минимизации обобщенного функционала качества управления, при котором управление находится по выражениюThere is a known method [1], the control law of which takes into account the angular velocity of the line of sight, its first and second derivatives, as well as the inertial drive of the antenna, while the control signal additionally takes into account the speed of the line of sight, its first and second derivatives. To form the control signal, the mathematical apparatus of the statistical theory of optimal control is used based on the minimization of the generalized control quality functional, in which the control is found by the expression

Figure 00000001
Figure 00000001

где:where:

Δϕ=ϕц - φAB; Δω=ωц - ωАВ;Δϕ=ϕc - φAB; Δω=ωc - ωAB;

ϕц и ωц - пеленг цели и угловая скорость линии визирования цели;ϕ c and ω c - bearing of the target and angular velocity of the line of sight of the target;

φAB и ωAB - угол поворота и угловая скорость поворота оси антенны;φ AB and ω AB - angle of rotation and angular velocity of rotation of the antenna axis;

Figure 00000002
- первая производная угловой скорости линии визирования;
Figure 00000002
- the first derivative of the angular velocity of the line of sight;

Figure 00000003
- вторая производная угловой скорости линии визирования;
Figure 00000003
- the second derivative of the angular velocity of the line of sight;

«∧» - символ оценок параметров;"∧" - symbol of parameter estimates;

K - штраф за величину сигнала управления и, обусловленный энергетическими ресурсами привода антенны;K - penalty for the magnitude of the control signal and, due to the energy resources of the antenna drive;

b - коэффициент усиления привода антенны в плоскости управления;b is the antenna drive gain in the control plane;

Р21 и Р22 - элементы матрицы весовых коэффициентов текущего вектора состояния, принятые постоянными;R 21 and R 22 - elements of the matrix of weights of the current state vector, taken constant;

Тпр - постоянная времени привода антенны.T pr - time constant of the antenna drive.

Способ обеспечивает устойчивое сопровождение маневрирующей по углу гиперзвуковой цели в широком диапазоне угловых скоростей, за счет учета не только пеленга цели, углового положения линии визирования и их производных, но производных первого и второго порядка от угловой скорости линии визирования. Это приводит к дополнительным затратам на информационное обеспечение, соответственно увеличение и вычислительных затрат, и стоимости.The method provides stable tracking of a hypersonic target maneuvering along the angle in a wide range of angular velocities, by taking into account not only the bearing of the target, the angular position of the line of sight and their derivatives, but also the first and second order derivatives of the angular velocity of the line of sight. This leads to additional costs for information support, respectively, an increase in both computational costs and cost.

Известен двухдиапазонный следящий угломер, приведенный в [2]. В данном устройстве по наблюдениям направления на цель ε, направления оси ЛА ψ и угла между направлением оси антенны и направлением оси ЛА ϕ находят текущий вектор состояния цели

Figure 00000004
, текущий вектор состояния оси ЛА
Figure 00000005
, где
Figure 00000006
- обозначения угловой скорости и углового ускорения в векторах состояния цели, оси ЛА и оси антенны, соответственно. Сигнал управления приводом антенны u учитывает ошибки сопровождения по углу
Figure 00000007
и угловой скорости
Figure 00000008
, дополнительно учитывает ошибки по угловому ускорению
Figure 00000009
, угловой скорости линии визирования
Figure 00000010
и угловому ускорению линии визирования цели
Figure 00000011
. Сигнал управления приводом антенны находится по выражению:Known dual-range tracking goniometer given in [2]. In this device, by observing the direction to the target ε, the direction of the aircraft axis ψ and the angle between the direction of the antenna axis and the direction of the aircraft axis ϕ, the current state vector of the target is found
Figure 00000004
, the current state vector of the aircraft axis
Figure 00000005
, where
Figure 00000006
- designations of the angular velocity and angular acceleration in the state vectors of the target, the aircraft axis and the antenna axis, respectively. Antenna drive control signal u takes into account angle tracking errors
Figure 00000007
and angular velocity
Figure 00000008
, additionally takes into account angular acceleration errors
Figure 00000009
, angular velocity of the line of sight
Figure 00000010
and angular acceleration of the line of sight of the target
Figure 00000011
. The antenna drive control signal is found by the expression:

Figure 00000012
Figure 00000012

где

Figure 00000013
- априорно известные постоянные коэффициенты усиления, записанные в запоминающем устройстве.where
Figure 00000013
- a priori known constant gains recorded in the storage device.

Устройство обеспечивает устойчивое сопровождение современных радиоконтрастных целей по углу. Учет ошибки по угловому ускорению линии визирования, предшествующей угловой скорости и угловому ускорению линии визирования, приводит к дополнительным затратам на информационное обеспечение, соответственно увеличение и вычислительных затрат, и стоимости.The device provides stable tracking of modern radio-contrast targets in the angle. Taking into account the error in the angular acceleration of the line of sight, preceding the angular velocity and angular acceleration of the line of sight, leads to additional costs for information support, respectively, an increase in both computational costs and cost.

Известен способ управления инерционным приводом антенны в угломере, приведенный в [3, с. 284-285], используемый в качестве прототипа. В данном алгоритме сигнал управления и учитывает ошибки сопровождения по углу и угловой скорости в соответствии с формулой:A known method of controlling the inertial drive of the antenna in the goniometer, given in [3, p. 284-285], used as a prototype. In this algorithm, the control signal and takes into account the tracking errors in angle and angular velocity in accordance with the formula:

Figure 00000014
где:
Figure 00000014
where:

Figure 00000015
- постоянный коэффициент усиления, определяющий вес ошибки управления по углу Δϕ;
Figure 00000015
- constant gain, which determines the weight of the control error in the angle Δϕ;

Figure 00000016
- постоянный коэффициент усиления, определяющий вес сигнала ошибки сопровождения по угловой скорости Δω;
Figure 00000016
- constant gain, which determines the weight of the tracking error signal in terms of angular velocity Δω;

q21 и q22 - элементы матрицы штрафов в момент времени tk окончания управления.q 21 and q 22 - elements of the matrix of penalties at time t k end of control.

Недостатком способа-прототипа является относительно высокая ошибка управления приводом антенны по углу и угловой скорости при сопровождении МВЦ, связанная с не оптимальным выбором штрафов q21 и q22 за ошибки управления по углу и угловой скорости методом перебора (методом проб и ошибок). The disadvantage of the prototype method is the relatively high control error of the antenna drive in terms of angle and angular velocity when accompanied by MCC associated with a non-optimal choice of penalties q 21 and q 22 for control errors in angle and angular velocity by enumeration (by trial and error).

Целью предлагаемого изобретения является снижение ошибок управления приводом антенны РЛС ЛА по углу и угловой скорости при сопровождении МВЦ.The aim of the invention is to reduce errors in the control of the drive of the radar antenna of the aircraft in terms of angle and angular velocity when accompanied by the MCC.

Заявленная цель достигается за счет нахождения расчетом оптимальных весов ошибок управления приводом антенны по углу

Figure 00000017
и угловой скорости
Figure 00000018
, при этом исключается трудоемкий, не оптимальный по результату поиск весов ошибок управления методом перебора (методом проб и ошибок).The stated goal is achieved by calculating the optimal weights of the antenna drive control errors in terms of angle
Figure 00000017
and angular velocity
Figure 00000018
, while eliminating the time-consuming, not optimal in terms of result, search for weights of control errors by the brute force method (trial and error method).

Для пояснения основных математических соотношений, которые используются в заявляемом способе, определим закон управления приводом антенны в вертикальной плоскости при сопровождении МВЦ. Процесс управления описывается системой дифференциальных уравнений:To explain the basic mathematical relationships that are used in the proposed method, let's define the control law of the antenna drive in the vertical plane when accompanied by the MCC. The control process is described by a system of differential equations:

Figure 00000019
Figure 00000019

Figure 00000020
Figure 00000020

Figure 00000021
Figure 00000021

где:where:

ху - n-мерный вектор управляемых параметров привода антенны;x y - n-dimensional vector of controlled parameters of the antenna drive;

хm - m-мерный вектор оцениваемых параметров отслеживаемой цели;x m - m-dimensional vector of estimated parameters of the tracked target;

ƒy и ƒm - динамические матрицы состояния процессов (1) и (2);ƒ y and ƒ m - dynamic state matrices of processes (1) and (2);

u - r-мерный вектор сигналов управления (r меньше или равен n);u - r-dimensional vector of control signals (r is less than or equal to n);

ξу и ξm - n-мерные векторы центрированных гауссовских возмущений процессов xу и хm;ξ y and ξ m - n-dimensional vectors of centered Gaussian perturbations of processes x y and x m ;

Figure 00000022
- обобщенный вектор состояния;
Figure 00000022
- generalized state vector;

z - m-мерный вектор наблюдений (m меньше или равен n);z - m-dimensional vector of observations (m is less than or equal to n);

H - матрица связей обобщенного вектора х с z;H - matrix of connections of the generalized vector x with z;

ξu - m-мерные векторы центрированных гауссовских шумов измерений.ξ u are m-dimensional vectors of centered Gaussian measurement noise.

Движение ЛА, на котором размещен угломер РЛС, характеризуется относительно наблюдаемой МВЦ в плоскости XOY положением линии визирования (ε), бортовым углом пеленга цели (β); углом поворота антенны относительно продольной оси ЛА (φAB); угловым положением оси ЛА (ϑ) относительно оси X, совпадающей с горизонтальной проекцией вектора скорости ЛА в вертикальной (горизонтальной) плоскости (фиг. 1). Точки О и Оц есть расположения ЛА и МВЦ соответственно в прямоугольной системе координат XOY, ОХоy - продольная ось ЛА, ОХа - равносигнальное направление, ОХ - горизонтальная ось, параллельная горизонтальной проекции вектора скорости ЛА, OY - предполагается вертикальной при рассмотрении движения ЛА и управления приводом антенны в вертикальной плоскости, при рассмотрении движения ЛА и управления приводом антенны в горизонтальной плоскости - горизонтальная.The movement of the aircraft, on which the radar goniometer is located, is characterized relative to the observed MVC in the XOY plane by the position of the line of sight (ε), the onboard angle of the target bearing (β); angle of rotation of the antenna relative to the longitudinal axis of the aircraft (φ AB ); the angular position of the aircraft axis (ϑ) relative to the X axis, coinciding with the horizontal projection of the aircraft velocity vector in the vertical (horizontal) plane (Fig. 1). Points O and Oc are the locations of the aircraft and the MCC, respectively, in the rectangular coordinate system XOY, OX oy is the longitudinal axis of the aircraft, OX a is the equisignal direction, OX is the horizontal axis parallel to the horizontal projection of the aircraft velocity vector, OY is assumed to be vertical when considering the movement of the aircraft and control of the antenna drive in the vertical plane, when considering the movement of the aircraft and control of the antenna drive in the horizontal plane - horizontal.

Обобщенный вектор состояния х можно представить в виде:The generalized state vector x can be represented as:

Figure 00000023
Figure 00000023

Figure 00000024
Figure 00000024

Figure 00000025
Figure 00000025

Figure 00000026
Figure 00000026

Figure 00000027
Figure 00000027

Figure 00000028
Figure 00000028

Figure 00000029
Figure 00000029

где:where:

ω - угловая скорость линии визирования МВЦ;ω - angular velocity of the line of sight of the MCC;

Д и

Figure 00000030
- дальность и скорость сближения с МВЦ;D and
Figure 00000030
- range and speed of approach to the MCC;

аЦ и аЛА - нормальные ускорения МВЦ и ЛА;a C and a LA - normal accelerations of the MVC and LA;

γЦ - коэффициент, учитывающий маневренные свойства цели (величина, обратная постоянной времени маневра цели);γ C - coefficient taking into account the maneuvering properties of the target (the reciprocal of the time constant of the target maneuver);

ωϑ - угловая скорость положения оси ЛА (ϑ) в вертикальной (горизонтальной) плоскости;ω ϑ - angular velocity of the position of the axis of the aircraft (ϑ) in the vertical (horizontal) plane;

γϑ - коэффициент, характеризующий ширину спектра угловых колебаний оси ЛА;γ ϑ - coefficient characterizing the width of the spectrum of angular oscillations of the aircraft axis;

Тпр - постоянная времени привода антенны;T CR - the time constant of the antenna drive;

b - коэффициент усиления привода антенны;b is the antenna drive gain;

u - сигнал управления приводом антенны;u - antenna drive control signal;

ξЦ, ξϑ, ξАВ - центрированные белые шумы с известными односторонними спектральными плотностями.ξ Ц , ξ ϑ , ξ АВ - centered white noises with known one-sided spectral densities.

Ошибка управления в вертикальной плоскости определяется углом Δφ между равносигнальным направлением антенны и направлением на цель. Тогда для точного слежения за МВЦ необходимо обеспечить такое управление приводом антенны РЛС, чтобы ошибки сопровождения цели по углу Δφ=ε-ϑ-φАВ и угловой скорости Δω=ω-ωϑ-ωАВ свести к нулю.The control error in the vertical plane is determined by the angle Δφ between the equisignal direction of the antenna and the direction to the target. Then, for accurate tracking of the MCC, it is necessary to provide such control of the radar antenna drive that the errors in target tracking in the angle Δφ=ε-ϑ-φ AB and the angular velocity Δω=ω-ω ϑ -ω AB are reduced to zero.

Уравнение (1) с учетом (9) и (10) в матричном виде запишется:Equation (1), taking into account (9) and (10), will be written in matrix form:

Figure 00000031
Figure 00000031

где:where:

Figure 00000032
Figure 00000032

Figure 00000033
Figure 00000033

By - матрица эффективности управления.B y - matrix of management efficiency.

С учетом вектора требуемых параметров

Figure 00000034
выражения (4), (5), (7) и (8) для формирования сигналов управления будем использовать линейно-квадратичный функционал качества [2]:Taking into account the vector of required parameters
Figure 00000034
expressions (4), (5), (7) and (8) for the formation of control signals, we will use the linear-quadratic quality functional [2]:

Figure 00000035
Figure 00000035

где:where:

α и γ - весовые коэффициенты ошибок управления;α and γ - weight coefficients of control errors;

K - штраф за величину сигналов управления;K - penalty for the value of control signals;

Т - время управления, равное Тпр - постоянной времени привода антенны; введение обусловлено приведением к единой размерности.T - control time equal to T CR - time constant of the antenna drive; the introduction is due to reduction to a single dimension.

В соответствии с теорией оптимального управления [3, с. 234-251] получено, что минимизация линейно-квадратичного функционала качества (12) достигается при сигнале управления вида:In accordance with the theory of optimal control [3, p. 234-251] it was found that the minimization of the linear-quadratic performance functional (12) is achieved with a control signal of the form:

Figure 00000036
Figure 00000036

Figure 00000037
Figure 00000037

Выражение (13) - это закон управления, а выражение (14) - дифференциальное уравнение коэффициентов усиления сигналов управления. Требуемое управление приводом антенны РЛС в целях сопровождения МВЦ без срыва должно быть:Expression (13) is the control law, and expression (14) is the differential equation for the gains of the control signals. The required control of the radar antenna drive in order to track the MCC without disruption should be:

Figure 00000038
Figure 00000038

Здесь для вычисления элементов матрицы коэффициентов усиления D необходимо определить элементы симметричной матрицы L - матрицы штрафов за точность управления на всем промежутке управления. С учетом общей записи интегральной составляющей критерия и рассматриваемого вектора управляемых параметров запишем следующее:Here, to calculate the elements of the gain matrix D, it is necessary to determine the elements of the symmetric matrix L - the matrix of penalties for control accuracy over the entire control interval. Taking into account the common notation of the integral component of the criterion and the considered vector of controlled parameters, we write the following:

Figure 00000039
Figure 00000039

Разложение подинтегральной суммы первого интеграла (12) дает:The expansion of the integrand of the first integral (12) gives:

Figure 00000040
Figure 00000040

Исходя из выражений (16) и (17) полная матрица штрафов за точность управления примет вид:Based on expressions (16) and (17), the full matrix of penalties for control accuracy will take the form:

Figure 00000041
Figure 00000041

С учетом (18) выражение (14) преобразуется к виду:Taking into account (18), expression (14) is transformed to the form:

Figure 00000042
Figure 00000042

Определим элементы матрицы d12 и d22 в установившемся режиме, то есть после окончания переходных процессов, вызванных граничными условиями. Представим элементы матрицы D в виде:Let's determine the elements of the matrix d 12 and d 22 in the steady state, that is, after the end of the transient processes caused by the boundary conditions. We represent the elements of the matrix D in the form:

Figure 00000043
Figure 00000043

Figure 00000044
Figure 00000044

Figure 00000045
Figure 00000045

Отсюда элементы матрицы

Figure 00000046
будут равны:Hence the elements of the matrix
Figure 00000046
will be equal:

Figure 00000047
Figure 00000047

Figure 00000048
Figure 00000048

Figure 00000049
Figure 00000049

Приравняв

Figure 00000050
соответствующим элементам матрицы (19) получим систему уравнений:Equating
Figure 00000050
corresponding elements of the matrix (19) we obtain the system of equations:

Figure 00000051
Figure 00000051

Figure 00000052
Figure 00000052

Figure 00000053
Figure 00000053

Для решения системы уравнений были проведены следующие преобразования. Из (20) выражен с11 и подставлен в (21), которое аналитически решено как квадратичное уравнение и найдены корни уравнения, решением является отрицательный корень, зависящий от с22. Выражение (22) также решено как квадратичное уравнение, решением является отрицательный корень. Значения корней выражений (21) и (22) примут вид:To solve the system of equations, the following transformations were carried out. From (20) is expressed with 11 and substituted into (21), which is analytically solved as a quadratic equation and the roots of the equation are found, the solution is a negative root, depending on with 22 . Expression (22) is also solved as a quadratic equation, the solution is a negative root. The values of the roots of expressions (21) and (22) will take the form:

Figure 00000054
Figure 00000054

Figure 00000055
Figure 00000055

Совместным решением системы уравнений (23) и (24) находят с12 и с22.A joint solution of the system of equations (23) and (24) is found with 12 and with 22 .

Таким образом, поставляя с12 и с22 в (19), находят матрицу

Figure 00000046
и далее, с учетом (13) и (14), находят закон управления приводом антенны следящего угломера РЛС:Thus, supplying with 12 and with 22 in (19), one finds the matrix
Figure 00000046
and further, taking into account (13) and (14), we find the control law for the drive of the radar tracking goniometer antenna:

Figure 00000056
Figure 00000056

Выражение (25) является оптимальным законом управления приводом антенны РЛС для сопровождения МВЦ, заданной дифференциальными уравнениями.Expression (25) is the optimal control law for the radar antenna drive for tracking the MCC given by differential equations.

Предлагаемый способ работы РЛС на борту ЛА включает:The proposed method of operating the radar on board the aircraft includes:

одновременное измерение углового положения линии визирования цели ε в вертикальной (горизонтальной) плоскости, скорости ее изменения ω, углового положения оси ЛА ϑ в вертикальной (горизонтальной) плоскости, скорости его изменения ωϑ в вертикальной (горизонтальной) плоскости, углового положения оси антенны относительно продольной оси ЛА (в дальнейшем называемом углом поворота) φАВ в вертикальной (горизонтальной) плоскости и скорости его изменения в вертикальной (горизонтальной) плоскости ωAB, формирование сигналов ошибок сопровождения цели по углу Δφ и угловой скорости Δω, значение ошибки сопровождения цели по углу Δφ получают из выражения:simultaneous measurement of the angular position of the line of sight of the target ε in the vertical (horizontal) plane, its rate of change ω, the angular position of the aircraft axis ϑ in the vertical (horizontal) plane, the rate of its change ω ϑ in the vertical (horizontal) plane, the angular position of the antenna axis relative to the longitudinal aircraft axis (hereinafter referred to as the angle of rotation) φ AB in the vertical (horizontal) plane and the rate of its change in the vertical (horizontal) plane ω AB , formation of target tracking error signals in angle Δφ and angular velocity Δω, target tracking error in angle Δφ is obtained from the expression:

Figure 00000057
Figure 00000057

значение ошибки сопровождения цели по угловой скорости получают из выраженияthe value of the target tracking error in terms of angular velocity is obtained from the expression

Figure 00000058
Figure 00000058

сигнал управления приводом антенны и получают весовой суммой ошибок сопровождения цели по углу Δφ и угловой скорости Δω с постоянными весами ωΔφ и ωΔω соответственно, зависящими от свойств привода антенны:the antenna drive control signal and is obtained by the weight sum of target tracking errors in angle Δφ and angular velocity Δω with constant weights ω Δ φ and ω Δω, respectively, depending on the properties of the antenna drive:

Figure 00000059
Figure 00000059

отличающийся тем, что в качестве wΔφ и wΔω, используются значения, определяемые расчетом в последовательности: находят значения коэффициентов с12 и с22 из системы уравнений

Figure 00000060
и
Figure 00000061
подставляют их в выражения для расчета весов wΔφ и wΔω по выражениям:characterized in that as w Δφ and w Δω , the values determined by the calculation in the sequence are used: find the values of the coefficients from 12 and from 22 from the system of equations
Figure 00000060
and
Figure 00000061
substitute them into the expressions for calculating the weights w Δφ and w Δω according to the expressions:

Figure 00000062
Figure 00000062

Figure 00000063
>
Figure 00000063
>

где:where:

b - коэффициент усиления привода антенны в вертикальной (горизонтальной) плоскости;b - antenna drive gain in the vertical (horizontal) plane;

α и γ - весовые коэффициенты ошибок управления в вертикальной (горизонтальной) плоскости;α and γ - weight coefficients of control errors in the vertical (horizontal) plane;

K - штраф за величину сигнала управления в вертикальной (горизонтальной) плоскости;K - penalty for the magnitude of the control signal in the vertical (horizontal) plane;

Тпр - постоянная времени привода антенны.T pr - time constant of the antenna drive.

Оптимальный закон управления отличается от закона управления в прототипе единственными, однозначно связанными с заданными параметрами привода

Figure 00000064
весовыми коэффициентами ошибок управления
Figure 00000065
, рассчитанными через нахождение коэффициентов
Figure 00000066
матрицы усиления сигналов управления с учетом полной матрицы штрафов за точность в текущий момент времени управления.The optimal control law differs from the control law in the prototype by the only ones that are uniquely related to the given drive parameters
Figure 00000064
control error weights
Figure 00000065
calculated by finding the coefficients
Figure 00000066
control signal amplification matrix taking into account the full matrix of penalties for accuracy at the current control time.

Сущность предлагаемого способа управления приводом антенны угломера РЛС ЛА при сопровождении МВЦ поясняется дальнейшим описанием и чертежами.The essence of the proposed method for controlling the drive of the goniometer antenna of the aircraft radar, accompanied by the MCC, is explained by the further description and drawings.

На фиг. 1 представлена геометрия слежения за МВЦ.In FIG. 1 shows the tracking geometry of the MCC.

На фиг. 2 представлены результаты моделирования отработки угла поворота антенны предлагаемым способом.In FIG. 2 shows the results of modeling the antenna rotation angle testing by the proposed method.

На фиг. 3 представлены результаты моделирования отработки угла поворота антенны способом-прототипом.In FIG. 3 shows the results of modeling the development of the angle of rotation of the antenna by the prototype method.

На фиг. 4 представлены результаты моделирования отработки угловой скорости поворота антенны предлагаемым способом.In FIG. 4 shows the results of modeling the development of the angular rate of rotation of the antenna by the proposed method.

На фиг. 5 представлены результаты моделирования отработки угловой скорости поворота антенны способом-прототипом.In FIG. 5 shows the results of modeling the development of the angular rate of rotation of the antenna by the prototype method.

На фиг. 6 представлена ошибка по углу поворота антенны предлагаемым способом и способом-прототипом.In FIG. 6 shows the error in the angle of rotation of the antenna by the proposed method and the prototype method.

На фиг. 7 представлена ошибка по угловой скорости поворота антенны предлагаемым способом и способом-прототипом.In FIG. 7 shows the error in the angular rate of rotation of the antenna by the proposed method and the prototype method.

На фиг. 8 представлены траектории движения ЛА и МВЦ, выполняющей маневр типа «змейка».In FIG. 8 shows the trajectories of the aircraft and the MCC performing the serpentine maneuver.

На фиг. 9 представлена ошибка по углу поворота антенны предлагаемым способом и способом-прототипом при сопровождении МВЦ, выполняющей маневр типа «змейка».In FIG. 9 shows the error in the angle of rotation of the antenna by the proposed method and the prototype method when accompanied by the MCC performing the "snake" maneuver.

На фиг. 10 представлена ошибка по угловой скорости поворота антенны предлагаемым способом и способом-прототипом при сопровождении МВЦ, выполняющей маневр типа «змейка».In FIG. 10 shows the error in the angular rate of rotation of the antenna by the proposed method and the prototype method when accompanied by the MCC performing the "snake" maneuver.

На фиг. 11 представлены ошибки по углу поворота антенны предлагаемым способом при различных начальных условиях.In FIG. 11 shows the errors in the angle of rotation of the antenna by the proposed method under various initial conditions.

На фиг. 12 представлены ошибки по угловой скорости поворота антенны предлагаемым способом при различных начальных условиях:In FIG. 12 shows the errors in the angular rate of rotation of the antenna by the proposed method under various initial conditions:

1) Δϕ(0)<0, Δω(0)<0;1) Δϕ(0)<0, Δω(0)<0;

2) Δϕ(0)>0, Δω(0)>0;2) Δϕ(0)>0, Δω(0)>0;

3) Δϕ(0)<0, Δω(0)>0;3) Δϕ(0)<0, Δω(0)>0;

4) Δϕ(0)>0, Δω(0)<0.4) Δϕ(0)>0, Δω(0)<0.

Предлагаемый способ формирования сигналов управления приводом антенны РЛС при сопровождении МВЦ в вертикальной (горизонтальной) плоскости реализуется следующим образом.The proposed method for generating control signals for the radar antenna drive when tracking the MCC in the vertical (horizontal) plane is implemented as follows.

Одновременно в вертикальной (горизонтальной) плоскости измеряют значения угла линии визирования цели ε и скорость ее изменения ω, угловое положение оси ЛА ϑ в вертикальной (горизонтальной) плоскости, скорости его изменения ωϑ в вертикальной (горизонтальной) плоскости, угол поворота антенны РЛС φАВ и скорость ее изменения ωAB.At the same time, in the vertical (horizontal) plane, the values of the angle of the line of sight of the target ε and the rate of its change ω, the angular position of the aircraft axis ϑ in the vertical (horizontal) plane, the rate of its change ω ϑ in the vertical (horizontal) plane, the angle of rotation of the radar antenna φ AB and the rate of its change ω AB .

Определяют требуемое значение угла поворота антенны РЛС Δφ, соответствующее ошибке сопровождения цели по углу по выражению:Determine the required value of the angle of rotation of the radar antenna Δφ corresponding to the target tracking error in angle by the expression:

Δφ=ε-ϑ-φАВ,Δφ=ε-ϑ-φ AB ,

значение ошибки сопровождения цели по угловой скорости получают из выражения:the value of the target tracking error in terms of angular velocity is obtained from the expression:

Δω=ω-ωϑ-ωAB.Δω=ω-ω ϑ -ω AB .

Из системы уравненийFrom the system of equations

Figure 00000067
Figure 00000067

Figure 00000068
Figure 00000068

находят значения коэффициентов с12 и с22.find the values of the coefficients from 12 and from 22 .

Вычисляют весовые коэффициенты wΔφв и wΔωв по формулам:Calculate the weight coefficients w Δφв and w Δωв according to the formulas:

Figure 00000069
Figure 00000069

Figure 00000070
Figure 00000070

Формируют сигнал управления приводом антенны РЛС в вертикальной (горизонтальной) плоскости по выражению:The radar antenna drive control signal is formed in the vertical (horizontal) plane according to the expression:

Figure 00000071
Figure 00000071

Для определения эффективности предлагаемого способа было проведено математическое моделирование процесса управления приводом антенны РЛС при сопровождении МВЦ в вертикальной плоскости, а также способа-прототипа, в котором сигнал управления определен по выражениюTo determine the effectiveness of the proposed method, mathematical modeling of the process of controlling the drive of the radar antenna was carried out while accompanying the MCC in the vertical plane, as well as the prototype method, in which the control signal is determined by the expression

Figure 00000072
Figure 00000072

где:where:

Figure 00000073
Figure 00000073

Figure 00000074
Figure 00000074

Figure 00000075
Figure 00000075

Figure 00000076
Figure 00000076

При этом рассматривались типовые траектории движения ЛА и МВЦ на встречных курсах со следующими параметрами моделирования: скорость ЛА 300 м/с и МВЦ 250 м/с; начальные координаты ЛА (0;104) и МВЦ (2×104;1,1×104); параметры привода антенны для обоих случаев: коэффициент усиления привода антенны b=1 и постоянная времени привода антенны Тпр=0,5 с. Расчеты проводились при одинаковых весовых коэффициентах ошибок управления. На фиг. 2, 3, 4, 5 представлены зависимости изменения углов поворота для предлагаемого способа и способа прототипа, угловых скоростей поворота для предлагаемого способа и способа-прототипа с учетом требуемых значений по углу и угловой скорости.At the same time, typical trajectories of the movement of the aircraft and the MVC on a collision course were considered with the following modeling parameters: the speed of the aircraft is 300 m/s and the MVC is 250 m/s; initial coordinates of the aircraft (0;10 4 ) and MCC (2×10 4 ;1.1×10 4 ); antenna drive parameters for both cases: antenna drive gain b=1 and antenna drive time constant T CR =0.5 s. The calculations were carried out with the same weight coefficients of control errors. In FIG. 2, 3, 4, 5 shows the dependences of the change in the angles of rotation for the proposed method and the prototype method, the angular velocities of rotation for the proposed method and the prototype method, taking into account the required values for the angle and angular velocity.

В качестве показателей эффективности рассматривался модуль абсолютных ошибок сопровождения по углу и угловой скорости. Результаты моделирования в виде временных зависимостей показателей эффективности представлены на фиг. 6 и 7. Их анализ показывает, что при использовании предлагаемого способа ошибки управления снижаются. Так, в рассмотренных условиях ошибка сопровождения по углу при t больше 10 с снижается до 80%, а по угловой скорости до 50% по сравнению с прототипом. В интересах определения типа сопровождаемых целей проведено моделирование процесса сопровождения МВЦ, выполняющей маневр типа «змейка», характерная для гиперзвуковых ЛА. Траектории ЛА и МВЦ показаны на фиг. 8. На фиг. 9 и 10 представлены ошибки сопровождения по углу и угловой скорости при слежении за МВЦ, выполняющей маневр типа «змейка» для предлагаемого способа и способа-прототипа. Анализ данных зависимостей показывает, что предлагаемый способ возможно использовать для управления приводом антенны РЛС в интересах сопровождения высокоскоростных, в том числе гиперзвуковых, целей.The modulus of absolute tracking errors in angle and angular velocity was considered as performance indicators. The simulation results in the form of time dependences of performance indicators are presented in Fig. 6 and 7. Their analysis shows that when using the proposed method, control errors are reduced. So, under the considered conditions, the tracking error in the angle at t more than 10 s is reduced to 80%, and in the angular velocity up to 50% compared with the prototype. In order to determine the type of tracked targets, the simulation of the process of tracking the MCC performing a "snake" maneuver, which is typical for hypersonic aircraft, was carried out. The trajectories of the aircraft and MCC are shown in Fig. 8. In FIG. Figures 9 and 10 show the tracking errors in angle and angular velocity when tracking the MVC performing a serpentine maneuver for the proposed method and the prototype method. An analysis of these dependencies shows that the proposed method can be used to control the radar antenna drive in the interests of tracking high-speed, including hypersonic, targets.

На фиг. 11 и 12 показаны ошибки сопровождения по углу и угловой скорости при различных сочетаниях начальных условий:In FIG. 11 and 12 show the tracking errors in angle and angular velocity for various combinations of initial conditions:

1) Δϕ(0)<0, Δω(0)<0;1) Δϕ(0)<0, Δω(0)<0;

2) Δϕ(0)>0, Δω(0)>0; Δϕ(0)<0, Δω(0)>0; Δϕ(0)>0, Δω(0)<0.2) Δϕ(0)>0, Δω(0)>0; Δϕ(0)<0, Δω(0)>0; Δϕ(0)>0, Δω(0)<0.

Результаты показывают способность предлагаемого сигнала управления отрабатывать начальные ошибки сопровождения любого знака и в любом сочетании.The results show the ability of the proposed control signal to work out the initial tracking errors of any character and in any combination.

Предлагаемое техническое решение является новым, поскольку из общедоступных сведений не известен способ аналитического расчета оптимальных весов сигналов рассогласования положения оси антенны по углу и угловой скорости для вычисления сигнала управления механическим приводом антенны, позволяющий повысить как точность, так и устойчивость слежения за маневрирующей целью.The proposed technical solution is new, since from publicly available information there is no known method for analytically calculating the optimal weights of the antenna axis position mismatch signals in terms of angle and angular velocity to calculate the antenna mechanical drive control signal, which makes it possible to improve both the accuracy and stability of tracking a maneuvering target.

Предлагаемое техническое решение применимо в существующих бортовых радиолокационных станциях в интересах сопровождения высокоскоростных, в том числе гиперзвуковых, целей в широком диапазоне угловых скоростей.The proposed technical solution is applicable in existing airborne radar stations in the interests of tracking high-speed, including hypersonic, targets in a wide range of angular velocities.

Источники информации:Sources of information:

1. Патент России 2571363 от 20.12.2015, кл. H01Q 25/00, G01S 13/66. Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных воздушных объектов.1. Russian patent 2571363 dated December 20, 2015, class. H01Q 25/00, G01S 13/66. An antenna inertial drive control method that provides stable tracking of intensively maneuvering and high-speed air objects.

2. Меркулов В.И., Лепин В.Н. Авиационные системы радиоуправления. - М.: Радио и связь. 1996. 396 с. 2. Merkulov V.I., Lepin V.N. Aircraft radio control systems. - M.: Radio and communications. 1996. 396 p.

3. Бухалев В.А. Основы автоматики и теории управления. - М.: Изд. ВВИА им. Н.Е. Жуковского. 2006. 406 с. 3. Bukhalev V.A. Fundamentals of automation and control theory. - M.: Ed. VVIA them. NOT. Zhukovsky. 2006. 406 p.

Claims (15)

Способ управления положением оси антенны бортовой РЛС, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных летательных аппаратов, включающий одновременное измерение углового положения линии визирования цели ε в вертикальной (горизонтальной) плоскости, скорости ее изменения ω, углового положения оси летательного аппарата (ЛA) ϑ в вертикальной (горизонтальной) плоскости, скорости его изменения ωϑ в вертикальной (горизонтальной) плоскости относительно горизонтальной проекции вектора скорости ЛА, углового положения оси антенны относительно продольной оси ЛА (в дальнейшем называемом углом поворота) φАВ вертикальной (горизонтальной) плоскости и скорости его изменения ωАВ в вертикальной (горизонтальной) плоскости, формирование ошибок сопровождения цели по углу Δφ и угловой скорости Δω из выраженийA method for controlling the position of the onboard radar antenna axis, which ensures stable tracking of intensively maneuvering and high-speed aircraft, including the simultaneous measurement of the angular position of the target line of sight ε in the vertical (horizontal) plane, its rate of change ω, and the angular position of the aircraft axis (LA) ϑ in the vertical (horizontal) plane, the rate of its change ω ϑ in the vertical (horizontal) plane relative to the horizontal projection of the aircraft velocity vector, the angular position of the antenna axis relative to the longitudinal axis of the aircraft (hereinafter referred to as the angle of rotation) φ AB of the vertical (horizontal) plane and its rate of change ω AV in the vertical (horizontal) plane, formation of target tracking errors in angle Δφ and angular velocity Δω from expressions Δφ=ε-ϑ-φАВ,Δφ=ε-ϑ-φ AB , Δω=ω-ωϑ-ωАВ;Δω=ω-ω ϑ -ω AB ; сигнал управления приводом антенны получают весовой суммой ошибок сопровождения цели по углу Δφ и угловой скорости цели Δω с весами по углу wΔφ и угловой скорости wΔω по выражениюthe antenna drive control signal is obtained by the weighted sum of target tracking errors in angle Δφ and target angular velocity Δω with weights in angle w Δφ and angular velocity w Δω by the expression u1=wΔφΔφ+wΔωΔω;u 1 =w Δφ Δφ+w Δω Δω; отличающийся тем, что в качестве весов по углу wΔφ и угловой скорости wΔω используются значения, определяемые расчетом в последовательности: находят из системы уравненийcharacterized in that as the weights for the angle w Δφ and the angular velocity w Δω , the values determined by the calculation in the sequence are used: they are found from the system of equations
Figure 00000077
Figure 00000077
Figure 00000078
Figure 00000078
 значения коэффициентов с12 и с22; вычисляют веса ошибок по углу wΔφ и угловой скорости цели wΔω с учетом найденных коэффициентов c12 и c22 по выражениямcoefficient values from 12 and from 22 ; calculate the error weights for the angle w Δφ and the angular velocity of the target w Δω , taking into account the found coefficients c 12 and c 22 by the expressions
Figure 00000079
Figure 00000079
Figure 00000080
Figure 00000080
 где b - коэффициент усиления привода антенны в вертикальной (горизонтальной) плоскости,where b is the antenna drive gain in the vertical (horizontal) plane, α и γ - весовые коэффициенты ошибок управления в вертикальной (горизонтальной) плоскости,α and γ - weight coefficients of control errors in the vertical (horizontal) plane, K - штраф за величину сигнала управления в вертикальной (горизонтальной) плоскости,K - penalty for the magnitude of the control signal in the vertical (horizontal) plane, Тпр - постоянная времени привода антенны.T pr - time constant of the antenna drive.
RU2020140250A 2020-12-07 2020-12-07 Method for controlling position of antenna axis of on-board radar station when accompanying maneuvering aerial target RU2758446C9 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020140250A RU2758446C9 (en) 2020-12-07 2020-12-07 Method for controlling position of antenna axis of on-board radar station when accompanying maneuvering aerial target

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020140250A RU2758446C9 (en) 2020-12-07 2020-12-07 Method for controlling position of antenna axis of on-board radar station when accompanying maneuvering aerial target

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2758446C1 RU2758446C1 (en) 2021-10-28
RU2758446C9 true RU2758446C9 (en) 2022-01-20

Family

ID=78466559

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020140250A RU2758446C9 (en) 2020-12-07 2020-12-07 Method for controlling position of antenna axis of on-board radar station when accompanying maneuvering aerial target

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2758446C9 (en)

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS56141571A (en) * 1980-04-04 1981-11-05 Toshiba Corp Radar system
JPS5724875A (en) * 1980-07-23 1982-02-09 Mitsubishi Electric Corp Tracking radar device
US5325098A (en) * 1993-06-01 1994-06-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Interacting multiple bias model filter system for tracking maneuvering targets
RU2249232C2 (en) * 2003-04-15 2005-03-27 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон-Научно-исследовательский институт радиостроения" (ОАО "Корпорация "Фазотрон-НИИР") Radio-contrast object direction tracking method and device
RU2252434C2 (en) * 2003-06-25 2005-05-20 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" Dual-range tracking goniometer
RU2387056C2 (en) * 2008-07-07 2010-04-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" (ОАО "НПП "Конверсия") Method to generate signals for inertial control over direction of antenna mirror towards stationary object of sighting with simultaneous generation of signals of independent self-guidance of movable object towards stationary object of signting during rotation of antenna base rigidly fixed inside stationary carrier housing spinning in bank and system to this end
RU2476904C1 (en) * 2011-08-30 2013-02-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Method of tracking object and method of generating signal for controlling beam position of transceiver antenna of object tracking system
JP2015194374A (en) * 2014-03-31 2015-11-05 日本電気株式会社 Radar device and control method for the same
RU2571363C2 (en) * 2014-01-29 2015-12-20 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Method of controlling inertial antenna drive providing stable tracking of highly manoeuvrable and high-speed aerial objects
RU2598001C2 (en) * 2014-10-31 2016-09-20 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Method for controlling inertial antenna drive ensuring stable tracking intensely manoeuvering and high-speed aircrafts with increased adaptation to maneuver of carrier and system for its implementation

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS56141571A (en) * 1980-04-04 1981-11-05 Toshiba Corp Radar system
JPS5724875A (en) * 1980-07-23 1982-02-09 Mitsubishi Electric Corp Tracking radar device
US5325098A (en) * 1993-06-01 1994-06-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Interacting multiple bias model filter system for tracking maneuvering targets
RU2249232C2 (en) * 2003-04-15 2005-03-27 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон-Научно-исследовательский институт радиостроения" (ОАО "Корпорация "Фазотрон-НИИР") Radio-contrast object direction tracking method and device
RU2252434C2 (en) * 2003-06-25 2005-05-20 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" Dual-range tracking goniometer
RU2387056C2 (en) * 2008-07-07 2010-04-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" (ОАО "НПП "Конверсия") Method to generate signals for inertial control over direction of antenna mirror towards stationary object of sighting with simultaneous generation of signals of independent self-guidance of movable object towards stationary object of signting during rotation of antenna base rigidly fixed inside stationary carrier housing spinning in bank and system to this end
RU2476904C1 (en) * 2011-08-30 2013-02-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Method of tracking object and method of generating signal for controlling beam position of transceiver antenna of object tracking system
RU2571363C2 (en) * 2014-01-29 2015-12-20 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Method of controlling inertial antenna drive providing stable tracking of highly manoeuvrable and high-speed aerial objects
JP2015194374A (en) * 2014-03-31 2015-11-05 日本電気株式会社 Radar device and control method for the same
RU2598001C2 (en) * 2014-10-31 2016-09-20 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Method for controlling inertial antenna drive ensuring stable tracking intensely manoeuvering and high-speed aircrafts with increased adaptation to maneuver of carrier and system for its implementation

Also Published As

Publication number Publication date
RU2758446C1 (en) 2021-10-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4179696A (en) Kalman estimator tracking system
Tahk et al. Recursive time-to-go estimation for homing guidance missiles
US8639476B2 (en) Process for estimation of ballistic missile boost state
US20140139374A1 (en) Kalman filtering with indirect noise measurements
CN108614268B (en) Acoustic tracking method for low-altitude high-speed flying target
CN110285800B (en) Cooperative relative positioning method and system for aircraft cluster
CN113342059B (en) Multi-unmanned aerial vehicle tracking mobile radiation source method based on position and speed errors
CN106802143A (en) A kind of hull deformation angle measuring method based on inertial instruments and Iterative-Filtering Scheme
CN111121770B (en) Interactive multi-missile multi-model flight path fusion method
CN116125462A (en) Maneuvering target tracking method under pure angle measurement
CN109917373A (en) Tracking before the Dynamic Programming of the moving platform radar of motion compensation search detects
CN109781374A (en) A kind of method that real-time online quickly estimates aircraft thrust
Khamis et al. Nonlinear optimal tracking for missile gimbaled seeker using finite-horizon state dependent Riccati equation
CN117932894A (en) Multimode seeker information fusion target state estimation method
RU2758446C9 (en) Method for controlling position of antenna axis of on-board radar station when accompanying maneuvering aerial target
CN110728026B (en) Terminal trajectory target passive tracking method based on angular velocity measurement
Farooq et al. Trajectory optimization for air-to-surface missiles with imaging radars
CN115560757B (en) Unmanned aerial vehicle direct positioning correction method based on neural network under random attitude error condition
RU2308093C1 (en) Method of control of flying vehicles in heading by means of two-position radar system
Li et al. A novel single satellite passive location method based on one-dimensional cosine angle and Doppler rate of changing
CN113503891B (en) SINSDVL alignment correction method, system, medium and equipment
Liu et al. Consecutive tracking for ballistic missile based on bearings-only during boost phase
CN112949150A (en) Variable structure-based adaptive multi-model box particle filter ballistic target tracking method
Sönmez et al. Analysis of performance criteria for optimization based bearing only target tracking algorithms
Gong et al. Unscented particle smoother and its application to transfer alignment of airborne distributed POS

Legal Events

Date Code Title Description
TK4A Correction to the publication in the bulletin (patent)

Free format text: CORRECTION TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL 31-2021 FOR INID CODE(S) (54)

TH4A Reissue of patent specification