RU2776077C1 - Способ определения местоположения и вектора скорости полета летательного аппарата - Google Patents

Способ определения местоположения и вектора скорости полета летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2776077C1
RU2776077C1 RU2021133427A RU2021133427A RU2776077C1 RU 2776077 C1 RU2776077 C1 RU 2776077C1 RU 2021133427 A RU2021133427 A RU 2021133427A RU 2021133427 A RU2021133427 A RU 2021133427A RU 2776077 C1 RU2776077 C1 RU 2776077C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
vector
location
beacon
distance
Prior art date
Application number
RU2021133427A
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Петрович Брызгалов
Наталья Владимировна Комарова
Антон Валерьевич Мирошниченко
Иван Александрович Татарчук
Original Assignee
Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" (ФАУ "ГосНИИАС")
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" (ФАУ "ГосНИИАС") filed Critical Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" (ФАУ "ГосНИИАС")
Application granted granted Critical
Publication of RU2776077C1 publication Critical patent/RU2776077C1/ru

Links

Images

Abstract

Изобретение относится к способам определения параметров навигации летательного аппарата (ЛА) – его местоположения и вектора скорости полета – при комплексировании угломерных систем и систем измерения дальности, и может найти применение в составе локальных навигационных систем, основанных на пассивной локации. Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении точности оценки местоположения ЛА и вектора его скорости полета при снижении вычислительных затрат на указанные оценки. Согласно предлагаемому способу с помощью радиомаяков с известными координатами формируют и излучают сигналы. Эти сигналы за временной интервал синтезирования принимают с помощью антенно-приемного модуля пассивного локатора, установленного на летательном аппарате. По принятым сигналам формируют траекторный сигнальный вектор, характеризующийся комплексными огибающими принятых сигналов, формируют множество траекторных опорных векторов, соответствующих ожидаемому сигнальному вектору в отсутствие шумов и помех с точностью до неизвестных искомых параметров, определяющих местоположение и вектор скорости ЛА. Далее определяют значения решающей функции, характеризующей отличие каждого опорного вектора от сигнального вектора, и оценивают местоположение и вектор скорости полета ЛА путем выбора параметров того опорного вектора, для которого указанное отличие минимально. Дополнительно определяют расстояние между каждым радиомаяком и ЛА на начало временного интервала синтезирования и одновременно оценивают величину возможной ошибки данного измерения, а также определяют для каждого опорного вектора расстояние от его начальной точки для временного интервала синтезирования до каждого радиомаяка с известными координатами. При этом определение значения решающей функции и поиск опорного вектора, минимально отличающегося от сигнального вектора, проводят только для тех опорных векторов, для которых разность между расстоянием от каждого радиомаяка до ЛА и расстоянием от начальной точки опорного вектора для временного интервала синтезирования до каждого радиомаяка меньше величины ошибки измерения расстояния от каждого радиомаяка до ЛА. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к способам определения параметров навигации летательного аппарата (ЛА) - его местоположения и вектора скорости полета - при комплексировании угломерных систем и систем измерения дальности (СИД) и может найти широкое применение в составе локальных навигационных систем, основанных на пассивной локации.
В настоящее время, для определения местоположения ЛА и вектора скорости его полета, широко используются методы прямого геопозиционирования, основанные на применении спутниковой навигационной системы (СНС). Ошибки определения местоположения и скорости ЛА могут быть менее 1 м и 1 м/с, соответственно. Однако в ряде случаев, например, при работе на северных широтах или при воздействии помех, ошибки СНС могут существенно возрастать, и в некоторых случаях системы вообще перестают работать. Поэтому достаточно остро стоит вопрос о создании всепогодных навигационных систем, работающих на других принципах и обеспечивающих необходимую точность навигации. В этом плане большие возможности предоставляют локальные навигационные системы (ЛНС), и, в частности, способы, основанные на пассивной локации.
В качестве аналогов предлагаемого способа определения местоположения ЛА и вектора его скорости полета можно рассматривать способы навигации, использующие специальные радиомаяки (РМ) с известными координатами. На ЛА принимают сигналы известной формы одного или нескольких РМ, и по ним определяют, как минимум, два параметра - две дальности до двух РМ (при дальномерном способе определения местоположения ЛА) или два пеленга на эти маяки (при пеленгационном способе), или дальность и пеленг для одного РМ (при дальномерно-пеленгационном способе) и прочее (см, например, книгу Ю.Г. Сосулина «Теоретические основы радиолокации и радионавигации» Учебное пособие для вузов. М.: Радио и связь. 1992).
При этом точность определения дальности может быть достаточно высокой. В частности, при использовании системы измерения дальности (СИД), например, системы позиционирования LOCATANet, основанной на оценке различия моментов излучения и приема импульсов РМ (система трансиверов, синхронизирующихся при помощи технологии TimeLoc, благодаря которой все передатчики одной системы работают согласованно по времени, с точностью до наносекунды, что обеспечивает высокую точность измерения расстояния между объектами (передатчиком и приёмником)) точность может быть порядка 6 - 15 см.
Что касается угловых координат, то, как правило, точности их оценок невелики по целому ряду причин. В частности, точность пеленгации зависит от ширины апертуры антенны пеленгатора, которая, в свою очередь, ограничена размерами ЛА.
Из патентных источников известен способ определения положения летательного аппарата относительно взлётно-посадочной полосы (ВПП) при посадке (патент RU 2620359), согласно которому антенная система наземных радиомаяков излучает когерентные сигналы, которые принимают антенной радиоприемника на борту ЛА, преобразуют по частоте и измеряют их разности фаз, которые пропорциональны разности путей распространения сигналов от антенн радиомаяка до бортовой антенны ЛА, при этом антенная система каждого наземного радиомаяка сформирована определенным образом. Когерентность сигналов радиомаяка осуществляют посредством модуляции тональными сигналами с соответствующими частотами, при этом излучаемые антенной системой радиомаяка сигналы принимают на антенну бортового радиоприемника ЛА и обрабатывают определенным образом. По результатам определения на борту ЛА четырех направляющих косинусов, формируемых обоими радиомаяками, и знания базового размера системы посадки определяют в системе координат ВПП точку пересечения линий визирования ЛА из центров антенных систем радиомаяков, являющуюся точкой местонахождения ЛА относительно взлетно-посадочной полосы, затем вычисляют прямоугольные координаты положения ЛА относительно точки приземления ЛА на взлетно-посадочной полосе, которые преобразуют в необходимые экипажу навигационные элементы полета ЛА при посадке.
Представленный способ направлен на оценку пространственного положения ЛА на его борту относительно ВПП при посадке и не обеспечивает проведение оценки местоположения и вектора скорости полета ЛА на протяжении всего полета, что является существенным недостатком. Кроме этого, в предложенном патенте не используется синтезированная пассивная антенная система (СПАС), что снижает потенциальную точность измерения координат, но увеличивает частоту обновления координат, что крайне важно именно на этапе посадки, и не является критичным на этапе полета.
Известен способ самопозиционирования для транспортного средства (US 2021286044), при котором оценивают направления прихода сигнала, поступающего на антенную решетку транспортного средства от нестационарного блока маяка сопровождения, оценивают расстояния между системой самопозиционирования и блоком маяка сопровождения с помощью беспроводной радиочастотной связи между системой самопозиционирования и блоком маяка сопровождения, и определяют данные о местоположении, идентифицирующие трехмерное положение системы самопозиционирования относительно блока маяка сопровождения на основе оценок направления прибытия сигналов и расстояния между системой самопозиционирования и блоком маяка сопровождения.
Недостатком данного способа является то, что его реализация не обеспечивает определения вектора скорости полета ЛА.
В способе, принятом за прототип, увеличение точности измерения угловых координат и, в конечном счете, определения местоположения и вектора скорости ЛА, решается за счет использования пассивного локатора с синтезированной пассивной антенной системы (СПАС) (статья Брызгалова А.П., Бландова С.С. «Возможности навигации вертолета по сигналам радиомаяка с использованием синтезированной пассивной антенной системы», сборник «Моделирование авиационных систем. Российской Федерации Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем»; Российская академия наук; Российский фонд фундаментальных исследований. Москва, 2011). Апертура синтезированной антенны может значительно превышать габариты ЛА, что позволяет получать высокие точности пеленгации РМ.
При этом способе пассивный локатор на интервале синтезирования принимает Nзам когерентных импульсов, излучаемых РМ. Комплексные огибающие этих импульсов запоминают, образуя траекторный сигнальный вектор (СВ). Кроме того, формируют множество траекторных опорных векторов (ОВ), соответствующих ожидаемому сигнальному вектору (СВ) в отсутствии шумов и помех с точностью до неизвестных искомых параметров. При этом формируют такое количество ОВ, что по каждому искомому параметру перекрывают зону поиска, определяемую априорными данными об этом параметре. Затем, исходя из решающей функции (РФ), характеризующей отличие между i-ым ОВ и СВ, для каждого сформированного ОВ вычисляют РФ и находят ОВ, при котором различие между ОВ и СВ минимально, и за оценку местоположения и вектора скорости полета ЛА принимают значения этих параметров для найденного ОВ. Применяемая РФ определяется, исходя из одного из методов нахождения различия между двумя векторами, например, из метода максимального правдоподобия или метода минимума среднеквадратичного отклонения.
Однако при значительных удалениях ЛА от системы РМ, в частности когда это удаление значительно превышает расстояние между РМ, прототип, основанный на применении СПАС, обеспечивает высокую точность оценки параметров, связанных с направлением на РМ, но не обеспечивает получение высоких точностей по дальности и, кроме того, требует значительных вычислений.
Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является создание способа навигации ЛА по сигналам радиомаяка с использованием синтезированной пассивной антенной системы (СПАС), при котором одновременно увеличивается точность оценок требуемых параметров - местоположения и вектора скорости ЛА и уменьшается объем вычислительных затрат по реализации указанного процесса.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении точности оценки местоположения ЛА и вектора его скорости полета при снижение вычислительных затрат на указанные оценки.
Указанный технический результат достигается при реализации способа определения местоположения и вектора скорости полета летательного аппарата (ЛА) при решении задачи его навигации, согласно которому с помощью радиомаяков (РМ) с известными координатами формируют и излучают сигналы, указанные сигналы за определенный временной интервал синтезирования принимают с помощью антенно-приемного модуля (АПМ) пассивного локатора, установленного на летательном аппарате, по принятым на этом временном интервале сигналам формируют траекторный сигнальный вектор (СВ), характеризующийся комплексными огибающими принятых сигналов, формируют множество траекторных опорных векторов (ОВ), соответствующих ожидаемому сигнальному вектору в отсутствии шумов и помех с точностью до неизвестных искомых параметров, определяющих местоположение и вектор скорости ЛА, определяют значения решающей функции, характеризующей отличие каждого опорного вектора от сигнального вектора, и оценивают местоположение и вектор скорости полета ЛА путем выбора параметров того опорного вектора, для которого указанное отличие минимально, отличающийся тем, что дополнительно определяют расстояние между каждым радиомаяком и ЛА на начало временного интервала синтезирования и, одновременно с этим, оценивают величину возможной ошибки данного измерения, а также определяют для каждого опорного вектора расстояние от его начальной точки для временного интервала синтезирования до каждого радиомаяка с известными координатами следующим образом:
Figure 00000001
, (1)
где
Figure 00000002
- координаты j-ого опорного вектора;
Figure 00000003
- координаты i-ого радиомаяка,
при этом определение значения решающей функции и поиск опорного вектора, минимально отличающегося от сигнального вектора, проводят только для тех опорных векторов, для которых разность между расстоянием от каждого радиомаяка до ЛА и расстоянием от начальной точки опорного вектора для временного интервала синтезирования до каждого радиомаяка меньше величины ошибки измерения расстояния от каждого радиомаяка до ЛА.
В предпочтительном варианте осуществления способа, решающую функцию получают, исходя из метода максимума правдоподобия при предположении о независимости сигналов радиомаяков.
В другом предпочтительном варианте осуществления способа, измерение расстояний между каждым радиомаяком и ЛА осуществляют путем измерения задержки сигнала, посланного радиомаяком и полученного на ЛА.
На фиг. 1 представлена схема взаимного расположения ЛА и РМ.
Предлагаемый способ определения местоположения и вектора скорости полета ЛА осуществляется следующим образом (фиг. 1).
Предлагаемый способ и его техническую реализацию можно пояснить на примере рассмотрения системы из двух разнесенных на местности РМ, местоположение которых точно известно, и одного пассивного локатора, размещенного на ЛА, АПМ которого осуществляет прием сигналов РМ. При этом можно использовать и другие схемы, например, размещение РМ на носителе, а двух АПМ пассивных локаторов - на местности в точках с известными координатами.
С точки зрения потенциальной точности обе схемы эквивалентны. Далее для примера рассматривается способ, при котором на ЛА, осуществляющем прямолинейный горизонтальный полет со скоростью V, размещается один пассивный локатор с АПМ, обеспечивающим прием сигналов двух РМ.
РМ установлены на земле в точках с точно известными координатами и разнесены между собой на базу d (фиг. 1). Кроме того, для упрощения описания технического решения рассматривается простой, но наиболее интересный для практики случай, когда высота полета ЛА значительно меньше расстояния от ЛА до РМ. В этом случае задачу можно решать в соответствии с фиг. 1.
В соответствии с фиг. 1 ось Y совмещена с траекторией полета ЛА.
ЛА за время синтезирования, перемещаясь со скоростью V, изменяет свое положение по оси Y от 0 до Dсинт. На начало синтезирования первый радиомаяк - точка РМ1 - имеет координаты (R0, Y0), положение второго радиомаяка - точка РМ2 - определяется расстоянием (базой) d между радиомаяками и углом α, где α - угол между осью Y и направлением базы радиомаяков РМ1 - РМ2.
При каждом i-м приеме сигналов РМ на интервале синтезирования, где i = 1, …, Nзам, Nзам - количество замеров когерентных импульсов, излучаемых РМ, комплексные огибающие сигналов двух РМ на выходе АПМ можно записать как:
Figure 00000004
, (2)
Figure 00000005
, (3)
где
Figure 00000006
- комплексные амплитуды.
Figure 00000007
(4)
Figure 00000008
, (5)
где А1, А2 - амплитуды комплексных огибающих на выходе РМ;
ϕ10 и ϕ20 - фазы комплексных огибающих.
Комплексные амплитуды
Figure 00000006
записаны так, что фазы траекторных сигналов двух каналов представляют собой:
Figure 00000009
, (6)
Figure 00000010
, (7)
где
Figure 00000011
, (8)
Figure 00000012
, (9)
Figure 00000013
- несущие частоты сигналов РМ;
с - скорость света;
Figure 00000014
- расстояния от РМ до фазового центра антенны АПМ в i-й такт приема его сигнала.
При постоянном, на временном интервале синтезирования, периоде повторения импульсов РМ:
Тпов = Rпов/V,
где Тпов - период повторения импульсов радиомаяка;
Rпов - расстояние между двумя точками синтезирования;
V - скорость летательного аппарата.
Исходя из фиг. 1, можно записать:
Figure 00000015
, (10)
Figure 00000016
. (11)
Для случая приема сигналов РМ на фоне собственных шумов АПМ, комплексные огибающие сигналов на выходах АПМ запишутся:
Figure 00000017
, (12)
Figure 00000018
, (13)
где
Figure 00000019
- независимые для двух АПМ и при i ≠ j гауссовские комплексные случайные величины с нулевыми средними и с дисперсией квадратурных составляющих σ2 сш.
Можно перейти к матричной записи, введя векторы-столбцы:
Figure 00000020
(14)
Figure 00000021
(15)
Figure 00000022
(16)
где знак [*] означает эрмитово сопряжение.
Вектор неизвестных параметров {R0, Y0, V, α, A1, A2, ϕ10, ϕ20} в соответствии с выражениями (4) и (5) может быть заменен вектором
Figure 00000023
, где
Figure 00000024
и
Figure 00000025
, в общем случае, независимые параметры. Взаимозависимость
Figure 00000024
и
Figure 00000026
, при i ≠ j, определяется выбранной схемой формирования и обработки сигналов РМ. Потенциально наилучшая эффективность предлагаемого способа может быть получена при
Figure 00000027
. (17)
Однако на практике это равенство обычно не выполняется. Но, так как коэффициент корреляции этих параметров неизвестен, то можно рассмотреть два крайних случая, когда комплексные амплитуды
Figure 00000028
и
Figure 00000029
соответствуют (17) или независимы. Из общих соображений ясно, что точность при этом уменьшается, но зато устраняется дополнительная неоднозначность, связанная с оценкой комплексных амплитуд, и упрощается обработка.
Функция правдоподобия, характеризующая вариант нахождения решающей функции методом максимального правдоподобия, для комплексных огибающих сигнала РМ за Nзам в этом случае имеет вид:
Figure 00000030
, (18)
где R - ковариационная матрица шумов АПМ;
det R - определитель матрицы R , знак [-1] - означает обращение матрицы;
Figure 00000031
- траекторные опорные (предполагаемые) значения векторов
Figure 00000032
, зависящие в соответствии с выражениями (2) - (9) от параметров
Figure 00000033
, выбираемых вместо истинных искомых значений
Figure 00000034
.
Из (18), исходя из независимости шумов разных АПМ и выборок одного АПМ в разные такты приема сигналов РМ, логарифм функции правдоподобия, с точностью до слагаемых, не влияющих на оценку существенных параметров
Figure 00000035
, можно записать как:
Figure 00000036
. (19)
Оценки искомых существенных параметров определяются путем определения ОВ, при котором решающая функция (18) минимальна. Для учета несущественных параметров
Figure 00000028
и
Figure 00000029
можно воспользоваться методом обобщенного правдоподобия, при котором используются их оценки
Figure 00000037
и
Figure 00000038
, получаемые, например, исходя из того же выражения (19) методом максимального правдоподобия. Для случая (17) логарифм функции правдоподобия можно записать:
Figure 00000039
где оценки:
Figure 00000040
, (21)
Figure 00000041
. (22)
Соответственно, РФ можно записать как:
Figure 00000042
, (23)
где
Figure 00000043
и
Figure 00000044
определяются выражениями (21) - (22).
Вводя квадратурные компоненты и имея виду, что
Figure 00000045
и
Figure 00000046
- это квадратурные составляющие 1-го и 2-го сигналов на выходе АПМ на i-м такте синтезирования, РФ можно привести к виду:
Figure 00000047
где
Figure 00000048
,
Figure 00000049
,
а их оценки, исходя из выражений (21-22):
Figure 00000050
, (25)
Figure 00000051
. (26)
При некогерентной обработке сигналов двух АПМ осуществляется раздельная оценка
Figure 00000037
и
Figure 00000038
. В этом случае выражение (23) для РФ можно привести к виду:
Figure 00000052
, (27)
где, как и ранее, комплексные амплитуды
Figure 00000028
и
Figure 00000029
заменяются их оценками
Figure 00000037
и
Figure 00000038
, которые находятся по методу максимального правдоподобия. Для этого выражение (27) дифференцируется по
Figure 00000028
и
Figure 00000029
.
Приравнивая каждую полученную производную к 0, получаем систему из 4-х уравнений, из которой легко получить оценки:
Figure 00000053
, (28)
Figure 00000054
, (29)
Figure 00000055
, (30)
Figure 00000056
. (31)
Для проверки предлагаемого способа была разработана математическая модель имитации СВ, при разных траекториях и скоростях полета ЛА относительно РМ, и имитации ОВ, при априорно задаваемых диапазонах неопределенности в знании параметров траектории ЛА. Это позволило провести моделирование работы системы навигации с измерением координат и вектора скорости ЛА в соответствии с РФ (24) - (26) и (28) - (31). Рассматривалась автономная работа системы пассивного локатора со СПАС по нескольким РМ и работа при комплексировании такой системы с СИД в соответствии с предложенным в данной заявке способом. При этом поиск минимума РФ осуществлялся методами перебора или градиентного спуска. Оценивалась статистическими методами точность измерения местоположения ЛА, его вектора скорости, а также процессорное время, затрачиваемое на вычисление этих оценок. Было проведено моделирование, при
Figure 00000057
, которое, на одной и той же ЭВМ, подтвердило уменьшение процессорного времени вычислений при применении способа более чем в 500 раз. Также моделирование показало уменьшение среднеквадратичного отклонения (СКО) определения местоположения более чем в два раза. Например, при частном случае параметров моделирования, изменение СКО при определении координаты Y без использования СИД составило 0,5 м, а процессорное время вычисления РФ - 0,003 с, в то время как без применения способа, результаты моделирования составили 1,2 м и 2,2 с соответственно.

Claims (7)

1. Способ определения местоположения и вектора скорости полета летательного аппарата (ЛА) при решении задачи его навигации, согласно которому с помощью радиомаяков с известными координатами формируют и излучают сигналы, указанные сигналы за определенный временной интервал синтезирования принимают с помощью антенно-приемного модуля пассивного локатора, установленного на летательном аппарате, по принятым на этом временном интервале сигналам формируют траекторный сигнальный вектор, характеризующийся комплексными огибающими принятых сигналов, формируют множество траекторных опорных векторов, соответствующих ожидаемому сигнальному вектору в отсутствие шумов и помех с точностью до неизвестных искомых параметров, определяющих местоположение и вектор скорости ЛА, определяют значения решающей функции, характеризующей отличие каждого опорного вектора от сигнального вектора, и оценивают местоположение и вектор скорости полета ЛА путем выбора параметров того опорного вектора, для которого указанное отличие минимально, отличающийся тем, что дополнительно определяют расстояние между каждым радиомаяком и ЛА на начало временного интервала синтезирования и, одновременно с этим, оценивают величину возможной ошибки данного измерения, а также определяют для каждого опорного вектора расстояние от его начальной точки для временного интервала синтезирования до каждого радиомаяка с известными координатами следующим образом:
Figure 00000058
где
Figure 00000059
– координаты j-го опорного вектора;
Figure 00000060
– координаты i-го радиомаяка,
при этом определение значения решающей функции и поиск опорного вектора, минимально отличающегося от сигнального вектора, проводят только для тех опорных векторов, для которых разность между расстоянием от каждого радиомаяка до ЛА и расстоянием от начальной точки опорного вектора для временного интервала синтезирования до каждого радиомаяка меньше величины ошибки измерения расстояния от каждого радиомаяка до ЛА.
2. Способ определения местоположения и вектора скорости полета летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что решающую функцию получают, исходя из метода максимума правдоподобия при предположении о независимости сигналов радиомаяков.
3. Способ определения местоположения и вектора скорости полета летательного аппарата по п. 1, отличающийся тем, что измерение расстояний между каждым радиомаяком и ЛА осуществляют путем измерения задержки сигнала, посланного радиомаяком и полученного на ЛА.
RU2021133427A 2021-11-17 Способ определения местоположения и вектора скорости полета летательного аппарата RU2776077C1 (ru)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2776077C1 true RU2776077C1 (ru) 2022-07-13

Family

ID=

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5208601A (en) * 1990-07-24 1993-05-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy All-weather precision landing system for aircraft in remote areas
US5483241A (en) * 1994-05-09 1996-01-09 Rockwell International Corporation Precision location of aircraft using ranging
RU2214943C1 (ru) * 2002-09-16 2003-10-27 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" Способ посадки летательного аппарата
RU2264598C1 (ru) * 2004-12-17 2005-11-20 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") Способ определения координат летательного аппарата
RU2556890C2 (ru) * 2013-10-17 2015-07-20 Открытое акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Способ формирования сигналов ошибки при управлении движением объекта с целью вывода его на заданную точку
RU2558699C1 (ru) * 2014-05-22 2015-08-10 ЗАО "ВНИИРА-Навигатор" Комплексный способ навигации летательных аппаратов
RU2620359C9 (ru) * 2016-06-06 2017-07-25 Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Способ определения положения летательного аппарата относительно взлётно-посадочной полосы при посадке и система для его осуществления

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5208601A (en) * 1990-07-24 1993-05-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy All-weather precision landing system for aircraft in remote areas
US5483241A (en) * 1994-05-09 1996-01-09 Rockwell International Corporation Precision location of aircraft using ranging
RU2214943C1 (ru) * 2002-09-16 2003-10-27 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" Способ посадки летательного аппарата
RU2264598C1 (ru) * 2004-12-17 2005-11-20 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") Способ определения координат летательного аппарата
RU2556890C2 (ru) * 2013-10-17 2015-07-20 Открытое акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Способ формирования сигналов ошибки при управлении движением объекта с целью вывода его на заданную точку
RU2558699C1 (ru) * 2014-05-22 2015-08-10 ЗАО "ВНИИРА-Навигатор" Комплексный способ навигации летательных аппаратов
RU2620359C9 (ru) * 2016-06-06 2017-07-25 Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Способ определения положения летательного аппарата относительно взлётно-посадочной полосы при посадке и система для его осуществления

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7187327B2 (en) Method and system for determining the position of an object
CN110988851B (zh) 一种基于星位优化的异轨单星分时测频定位方法
RU2458358C1 (ru) Угломерно-корреляционный способ определения местоположения наземных источников радиоизлучения
CN104698453B (zh) 基于合成孔径天线阵列的雷达信号被动定位方法
US11740327B2 (en) High resolution and computationally efficient radar techniques
CN102004244B (zh) 多普勒直接测距法
US11821997B2 (en) Techniques for determining geolocations
CN109782289A (zh) 一种基于基线几何结构约束的水下航行器定位方法
RU2695642C1 (ru) Способ определения местоположения наземного источника радиоизлучения
Rosłoniec Fundamentals of the radiolocation and radionavigation
RU2558699C1 (ru) Комплексный способ навигации летательных аппаратов
RU2613369C1 (ru) Способ навигации летательного аппарата с использованием высокоточного одноэтапного пеленгатора и адресно-ответной пакетной цифровой радиолинии в дкмв диапазоне
RU2515469C1 (ru) Способ навигации летательных аппаратов
Grabbe et al. Geo-location using direction finding angles
RU2388008C1 (ru) Способ определения углового положения летательного аппарата по данным приемников спутниковой навигационной системы
RU2562060C1 (ru) Способ внешнего радиолокационного выявления факта наличия траекторных нестабильностей полета у воздушного объекта по структуре его импульсной характеристики
RU2776077C1 (ru) Способ определения местоположения и вектора скорости полета летательного аппарата
RU2483324C1 (ru) Способ навигации летательного аппарата по радиолокационным изображениям земной поверхности
Dubrovin et al. Some algorithms of differential-ranging acoustic positioning system intended for AUV group navigation
RU2670976C1 (ru) Способ определения местоположения источника радиоизлучения с периодической структурой сигнала и вращающейся направленной антенной
US10422644B2 (en) Method for improving target location accuracy in a direction finding system
RU2606241C1 (ru) Способ определения относительного положения летательных аппаратов при межсамолетной навигации
RU2536609C1 (ru) Способ и устройство определения координат источника радиоизлучения
RU2689770C1 (ru) Способ отождествления позиционных измерений и определения местоположения воздушных целей в пространственно-распределенной радионавигационной системе в условиях многоцелевой обстановки
Bolelov et al. A Study of Aircraft Positioning Precision in a MLAT Surveillance System with Different Flight Paths and Ground Station Layouts