[go: up one dir, main page]

RU2363016C1 - Method of determinating of distance up to maneuverable aircraft in no-signal condition of radar station on basis of usage of non-radiolocating information - Google Patents

Method of determinating of distance up to maneuverable aircraft in no-signal condition of radar station on basis of usage of non-radiolocating information Download PDF

Info

Publication number
RU2363016C1
RU2363016C1 RU2008101584/09A RU2008101584A RU2363016C1 RU 2363016 C1 RU2363016 C1 RU 2363016C1 RU 2008101584/09 A RU2008101584/09 A RU 2008101584/09A RU 2008101584 A RU2008101584 A RU 2008101584A RU 2363016 C1 RU2363016 C1 RU 2363016C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
time
moment
tracking system
electronic tracking
Prior art date
Application number
RU2008101584/09A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Роман Родионович Шатовкин (RU)
Роман Родионович Шатовкин
Original Assignee
Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Тамбовское высшее военное авиационное инженерное училище радиоэлектроники (военный институт)
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 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Тамбовское высшее военное авиационное инженерное училище радиоэлектроники (военный институт) filed Critical Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Тамбовское высшее военное авиационное инженерное училище радиоэлектроники (военный институт)
Priority to RU2008101584/09A priority Critical patent/RU2363016C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2363016C1 publication Critical patent/RU2363016C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: radiolocation.
SUBSTANCE: invention can be used in on-board and above-ground radio-electronic following systems. Essence of invention is that for distance determination up to maneuverable aircraft it is used radius of circle, by arc of which aircraft moves relative to radio-electronic following system, value changing of which is described by exponentially correlated processes; aircraft angular rate of motion relative to radio-electronic following systems, which is rate of space steering angle change of aircraft path, defined on the basis of information about spatial orientation of aircraft relative to radio-electronic following system, feeding from television system; and distance, overcame by carrier of radio-electronic following system for sampling interval, value of which is calculated on the basis of information, supplied from thermal direction-finder and off-line sensor system.
EFFECT: determination accuracy increasing of distance up to maneuverable aircraft in the silence mode of radar installation on the basis of usage of available in current mode information, supplied from television system, thermal direction-finder and off-line sensor system.
2 dwg

Description

Изобретение относится к области радиотехники, в частности к радиоэлектронным системам измерения координат, и может быть использовано в бортовых и наземных радиоэлектронных системах сопровождения (РЭСС).The invention relates to the field of radio engineering, in particular to electronic systems for measuring coordinates, and can be used in airborne and ground-based electronic tracking systems (REESS).

Известен способ определения дальности до летательного аппарата (ЛА) в режиме молчания радиолокационной станции (РЛС) (см. Антипов В.Н., Исаев С.А., Лавров А.А., Меркулов В.И. Многофункциональные радиоэлектронные комплексы истребителей / под ред. проф. Г.С.Кондратенкова. - М.: Воениздат, 1994. - 213 с.).A known method of determining the distance to the aircraft (LA) in the silent mode of a radar station (see Antipov V.N., Isaev S.A., Lavrov A.A., Merkulov V.I. Multifunctional electronic complexes of fighters / under Edited by Professor G.S. Kondratenkov. - M.: Military Publishing, 1994 .-- 213 p.).

Сущность данного способа состоит в следующем. Дальность до ЛА в k-й момент времени Дk определяют через дальность до ЛА в (k-1)-й момент времени Дk-1 и через скорость его сближения с РЭСС в (k-1)-й момент времени Vk-1 в предположении, что данная скорость постоянна:The essence of this method is as follows. The range to the aircraft at the kth time moment D k is determined by the distance to the aircraft at the (k-1) th time moment k k-1 and through the speed of its approach to the RESS at the (k-1) th time moment V k- 1 under the assumption that this speed is constant:

Figure 00000001
Figure 00000001

Figure 00000002
Figure 00000002

где Т - интервал дискретизации; значения Д0 и V0 определяют при работе РЛС в активном режиме.where T is the sampling interval; the values of D 0 and V 0 are determined when the radar is in active mode.

Известен способ определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС (см. Фарина А., Студер Ф. Цифровая обработка радиолокационной информации. Сопровождение целей: пер. с англ. - М.: Радио и связь, 1993. - 320 с.).There is a method of determining the range to maneuverable aircraft in the silent mode of the radar (see Farina A., Studer F. Digital processing of radar information. Target tracking: transl. From English. - M.: Radio and communications, 1993. - 320 S.).

Сущность данного способа состоит в следующем. Дальность до ЛА в k-й момент времени Дk определяют через дальность до ЛА в (k-1)-й момент времени Дk-1, через скорость и ускорение его сближения с РЭСС в (k-1)-й момент времени Vk-1 и ak-1, соответственно, в предположении, что данное ускорение постоянно:The essence of this method is as follows. The distance to the aircraft at the k-th time moment D k is determined by the distance to the aircraft at the (k-1) -th time moment D k-1 , through the speed and acceleration of its approach to the RESS at the (k-1) -th time moment V k-1 and a k-1 , respectively, under the assumption that this acceleration is constant:

Figure 00000003
Figure 00000003

Figure 00000004
Figure 00000004

Figure 00000005
Figure 00000005

где Т - интервал дискретизации; значения Д0, V0 и а0 определяют при работе РЛС в активном режиме.where T is the sampling interval; the values of D 0 , V 0 and a 0 are determined when the radar is in active mode.

Известен также способ определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС (см. Зингер Р. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью // Зарубежная радиоэлектроника. - 1971. - №8. - С.40-57), сущность которого состоит в том, что дальность до ЛА в k-й момент времени Дk определяют через дальность до ЛА в (k-1)-й момент времени Дk-1, через скорость и ускорение его сближения с РЭСС в (k-1)-й момент времени Vk-1 и ak-1, соответственно, в предположении, что данное ускорение описывается экспоненциально коррелированным процессом:There is also a method of determining the range to maneuverable aircraft in silent mode of the radar (see Singer R. Evaluation of the characteristics of the optimal filter for tracking a manned target // Foreign Radio Electronics. - 1971. - No. 8. - P.40-57), the essence of which consists in that the distance to the aircraft at the k-th point in time D k is determined by the distance to the aircraft at the (k-1) -th time moment D k-1 , through the speed and acceleration of its approach to the REESS at (k-1) - th time V k-1, and a k-1, respectively, under the assumption that the acceleration is described exponentially correlated percent SPS:

Figure 00000006
Figure 00000006

Figure 00000007
Figure 00000007

Figure 00000008
Figure 00000008

где Т - интервал дискретизации; α - величина, характеризующая скорость изменения ускорения; nak - гауссовский шум с дисперсией

Figure 00000009
и математическим ожиданием ma=0 м/с2; σa - среднеквадратическое отклонение (СКО) ускорения; значения Д0, V0 и а0 определяют при работе РЛС в активном режиме; принимают, что na0=ma.where T is the sampling interval; α is a value characterizing the rate of change of acceleration; n ak - Gaussian noise with dispersion
Figure 00000009
and mathematical expectation m a = 0 m / s 2 ; σ a - standard deviation (RMS) of acceleration; the values of D 0 , V 0 and a 0 are determined when the radar is in active mode; accept that n a0 = m a .

Общими недостатками рассмотренных способов являются: низкая точность определения дальности до ЛА вследствие несоответствия принятой модели изменения скорости или ускорения сближения ЛА с РЭСС реальной динамике скорости или ускорения; отсутствие учета и использования дополнительной информации о движении ЛА от устройств и систем, работающих в пассивном режиме, при определении дальности до ЛА.Common disadvantages of the considered methods are: low accuracy of determining the range to the aircraft due to the discrepancy between the accepted model of changing the speed or accelerating the approach of the aircraft to the REESS to the real dynamics of speed or acceleration; lack of accounting and use of additional information about the movement of the aircraft from devices and systems operating in passive mode when determining the distance to the aircraft.

Наиболее близким по своей сущности к предлагаемому способу является способ определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС, описанный в работе (Перспективные методы обработки информации: Монография / Горев П.Г. [и др.]; под ред. проф. П.Г.Горева. - Тамбов; М.; СПб; Баку; Вена: Изд-во «Нобелистика», 204. - 478 с.) и принятый за прототип.The closest in essence to the proposed method is a method for determining the range to maneuverable aircraft in the silent mode of the radar, described in (Promising methods of information processing: Monograph / Gorev P.G. [et al.]; Edited by prof. P.G. . Goreva. - Tambov; M .; St. Petersburg; Baku; Vienna: Publishing House "Nobelistics", 204. - 478 p.) And adopted for the prototype.

Сущность способа, принятого за прототип, состоит в том, что дальность до ЛА в k-й момент времени Дk определяют через дальность до ЛА в (k-1)-й момент времени Дk-1, через скорость и ускорение его сближения с РЭСС в (k-1)-й момент времени Vk-1 и аk-1, соответственно. При этом, ускорение в k-й момент времени ak вычисляется на основе информации о пространственной ориентации ЛА в (k-1)-й момент времени - об углах тангажа ϑk-1, рыскания ψk-1 и скоростях их изменения ωθk-1 и ωψk-1, соответственно, поступающей от телевизионной системы (ТС); информации об углах пеленга в горизонтальной плоскости εгk-1, вертикальной плоскости εвk-1 и скоростях их изменения ωгk-1 и ωвk-1, соответственно, в (k-1)-й момент времени, поступающей от теплопеленгатора (ТП); и информации о значении собственного ускорения носителя РЭСС в (k-1)-й момент времени аck-1, поступающей от системы автономных датчиков (САД):The essence of the method adopted for the prototype is that the distance to the aircraft at the k-th time moment D k is determined through the distance to the aircraft at the (k-1) -th time moment D k-1 , through the speed and acceleration of its approach to REESS at the (k-1) th moment of time V k-1 and a k-1 , respectively. In this case, the acceleration at the kth time moment a k is calculated on the basis of information about the spatial orientation of the aircraft at the (k-1) th time moment - about pitch angles ϑ k-1 , yaw ψ k-1 and their change rates ω θk -1 and ω ψk-1 , respectively, coming from a television system (TS); information about the bearing angles in the horizontal plane ε gk-1 , the vertical plane ε bk-1 and their change rates ω gk-1 and ω bk-1 , respectively, at the (k-1) th time moment coming from the heat direction finder (TP ); and information about the value of the intrinsic acceleration of the REESS carrier at the (k-1) th time moment a ck-1 coming from the system of autonomous sensors (SAD):

Figure 00000010
Figure 00000010

где

Figure 00000011
Where
Figure 00000011

Figure 00000012
Figure 00000012

Т - интервал дискретизации; значения Д0, V0 и а0 определяют при работе РЛС в активном режиме.T is the sampling interval; the values of D 0 , V 0 and a 0 are determined when the radar is in active mode.

Недостатком способа, принятого за прототип, является невысокая точность определения дальности до ЛА вследствие несоответствия принятой модели прямолинейного движения ЛА относительно РЭСС реальному криволинейному движению маневренного ЛА относительно РЭСС.The disadvantage of the method adopted for the prototype is the low accuracy of determining the range to the aircraft due to the discrepancy between the accepted model of the rectilinear motion of the aircraft relative to the REESS real curvilinear movement of the maneuverable LA relative to the REESS.

Техническим результатом предлагаемого способа является повышение точности определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС на основе использования нерадиолокационной информации, поступающей от ТС, ТП и САД, в модели криволинейного движения маневренного ЛА относительно РЭСС.The technical result of the proposed method is to increase the accuracy of determining the range to maneuverable aircraft in the silent mode of the radar based on the use of non-radar information from the vehicle, TP and SAD in the model of the curved motion of the maneuverable aircraft relative to the RESS.

Сущность предлагаемого способа заключается в том, что дальность до маневренного ЛА в k-й момент времени Дk определяют через дальность до ЛА в (k-1)-й момент времени Дk-1, через радиус окружности, по дуге которой движется ЛА относительно РЭСС в (k-1)-й момент времени, rk-1, изменение значения которого описывается экспоненциально коррелированным процессом; через угловую скорость движения ЛА относительно РЭСС в k-й момент времени ωk; и через расстояние Дн k в k-й момент времени, преодолеваемое носителем РЭСС за интервал дискретизации Т:The essence of the proposed method lies in the fact that the distance to the maneuverable aircraft at the k-th time moment D k is determined through the distance to the aircraft at the (k-1) th time moment D k-1 , through the radius of the circle along the arc of which the aircraft moves relative to REESS at the (k-1) th moment of time, r k-1 , the change in the value of which is described by an exponentially correlated process; through the angular velocity of the aircraft relative to the REESS at the k-th instant of time ω k ; and through the distance D n k at the k-th moment of time, overcome by the carrier REESS for the sampling interval T:

Figure 00000013
Figure 00000013

Figure 00000014
Figure 00000014

где µ - величина, обратная постоянной времени маневра ЛА; nrk - гауссовский шум с дисперсией

Figure 00000015
и математическим ожиданием mr; σr - СКО радиуса окружности, по дуге которой движется ЛА относительно РЭСС; значение До определяют при работе РЛС в активном режиме; принимают, что r0=0 м и nr0=mr.where µ is the reciprocal of the time constant of the maneuver of the aircraft; n rk - Gaussian noise with dispersion
Figure 00000015
and mathematical expectation m r ; σ r - RMSD of the radius of the circle along the arc of which the aircraft moves relative to the REESS; the value of D about determine when the radar is in active mode; assume that r 0 = 0 m and n r0 = m r .

Расстояние Дн k в k-й момент времени, преодолеваемое носителем РЭСС за интервал дискретизации Т, определяется выражением:The distance D n k at the k-th time instant covered by the REESS carrier for the sampling interval T is determined by the expression:

Figure 00000016
Figure 00000016

где Vн k - значение линейной скорости носителя РЭСС в k-й момент времени; θн k - угол наклона траектории носителя РЭСС в k-й момент времени; φн k -угол поворота траектории носителя РЭСС в k-й момент времени; εвk и εrk - углы пеленга в вертикальной и горизонтальной плоскости, соответственно, в k-й момент времени.where V n k - the linear velocity of the carrier REESS at the k-th time; θ n k is the angle of inclination of the trajectory of the carrier REESS at the k-th point in time; φ n k is the angle of rotation of the trajectory of the carrier REESS at the k-th point in time; ε bk and ε rk are the angles of the bearing in the vertical and horizontal plane, respectively, at the k-th moment in time.

Информация о линейной скорости Vн k, угле наклона траектории θн k и угле поворота траектории φн k носителя РЭСС в k-й момент времени поступает от САД, а информация об углах пеленга в вертикальной плоскости εвk и горизонтальной плоскости εrk в k-й момент времени - от ТП.Information about the linear velocity V n k , the angle of inclination of the trajectory θ n k and the angle of rotation of the trajectory φ n k of the REESS carrier at the k-th moment of time comes from the CAD, and information about the angles of the bearing in the vertical plane ε vk and the horizontal plane ε rk in k -th moment of time - from TP.

На основе экспериментальных данных для маневренного ЛА типа "истребитель" было определено, что µ=0,0935 с-1; σr=197 м; mr=269 м.Based on experimental data for a maneuverable fighter aircraft, it was determined that µ = 0.0935 s -1 ; σ r = 197 m; m r = 269 m.

Угловая скорость движения маневренного ЛА относительно РЭСС в k-й момент времени ωk определяется выражением:The angular velocity of the maneuverable aircraft relative to the REESS at the kth moment of time ω k is determined by the expression:

Figure 00000017
Figure 00000017

где пространственный угол поворота траектории ЛА относительно РЭСС в k-й момент времени κk определяется углами пространственной ориентации ЛА относительно РЭСС - углом

Figure 00000018
, образованном продольной осью ЛА и проекцией продольной оси ЛА на плоскость ОлХлZл лучевой системы координат носителя РЭСС ОлХлYлZл, в k-й момент времени и углом
Figure 00000019
в (k-1)-й момент времени; углом
Figure 00000020
, образованным осью ОлХл лучевой системы координат носителя РЭСС ОлХлYлZл и проекцией продольной оси ЛА на плоскость ОлХлZл лучевой системы координат носителя РЭСС OлXлYлZл, в k-й момент времени и углом
Figure 00000021
в (k-1)-й момент времени, информация о которых поступает от ТС, и вычисляется в соответствии с выражением:where the spatial angle of rotation of the aircraft trajectory relative to the REESS at the kth moment of time κ k is determined by the angles of the spatial orientation of the aircraft relative to the REESS - the angle
Figure 00000018
formed by the longitudinal axis of the aircraft and the projection of the longitudinal axis of the aircraft on the plane O l X l Z l of the radial coordinate system of the carrier REESS O l X l Y l Z l , at the kth moment in time and angle
Figure 00000019
at the (k-1) th moment of time; angle
Figure 00000020
formed by the axis O l X l of the radial coordinate system of the REESS carrier O l X l Y l Z l and the projection of the longitudinal axis of the aircraft onto the plane O l X l Z l of the radial coordinate system of the REESS carrier O l X l Y l Z l , in k- th moment of time and angle
Figure 00000021
at the (k-1) th moment of time, information about which comes from the vehicle, and is calculated in accordance with the expression:

Figure 00000022
Figure 00000022

при допущении, что продольная ось ЛА и вектор его линейной скорости в k-й момент времени

Figure 00000023
совпадают, то есть углы атаки и скольжения ЛА в k-й момент времени: αk=0 и βk=0, соответственно.under the assumption that the longitudinal axis of the aircraft and the vector of its linear velocity at the kth moment of time
Figure 00000023
coincide, that is, the angles of attack and glide of the aircraft at the kth instant of time: α k = 0 and β k = 0, respectively.

Результаты проведенных исследований показали, что для большинства типов эксплуатируемых в настоящее время ЛА данное допущение не приводит к существенным ошибкам и применимо при решении задачи определения дальности до ЛА.The results of the studies showed that for most types of aircraft currently operating, this assumption does not lead to significant errors and is applicable in solving the problem of determining the distance to the aircraft.

Геометрический смысл пространственного угла поворота траектории ЛА относительно РЭСС в k-й момент времени κk пояснен на фигуре 1.The geometric meaning of the spatial angle of rotation of the aircraft trajectory relative to the REESS at the k-th point in time κ k is explained in figure 1.

Опираясь на результаты моделирования на электронно-вычислительной машине, можно утверждать, что если в (k-1)-й момент времени измеренный ТС угол

Figure 00000024
то второе слагаемое выражения (12)
Figure 00000025
имеет знак "плюс", и дальность до ЛА в k-й момент време-ни Дk увеличится; если в (k-1)-й момент времени угол
Figure 00000026
то второе слагаемое выражения (12)
Figure 00000027
имеет знак "минус", и дальность до ЛА в k-й момент времени Дk уменьшится.Based on the results of modeling on an electronic computer, it can be argued that if at the (k-1) th moment of time the measured TS angle
Figure 00000024
then the second term of expression (12)
Figure 00000025
has a plus sign, and the range to the aircraft at the k-th moment of time, D k will increase; if at the (k-1) th moment of time the angle
Figure 00000026
then the second term of expression (12)
Figure 00000027
has a minus sign, and the range to the aircraft at the k-th moment in time D k will decrease.

На фигуре 2 представлена логическая схема алгоритма функционирования устройства определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС на основе использования информации о его пространственной ориентации для реализации предложенного способа.The figure 2 presents a logical diagram of the algorithm for determining the range to maneuverable aircraft in the silent mode of the radar based on the use of information about its spatial orientation to implement the proposed method.

Логическая схема состоит из блока «Данные» I; блока «Подготовка» II; блоков «Процесс» III, IV, V, VII, VIII; блока «Решение» VI; блока «Запоминаемые данные» IX; блоков «Оперативное запоминающее устройство» X, XI.The logical scheme consists of a block “Data” I; block "Preparation" II; blocks "Process" III, IV, V, VII, VIII; block "Decision" VI; block “Memorized data” IX; blocks "random access memory" X, XI.

В блоке I устанавливаются исходные значения параметров µ, Т, σr, mr, Д0, r0 и nr0. Вычисление выражений, определяющих значения Дk, rk и nrk в k-й момент времени, в ветви алгоритма, включающей блоки III, VI, VII, VIII, и блоках IV, V производится параллельно. В зависимости от результата выполнения условия блок VI осуществляет логический выбор блока VII или блока VIII. Результаты вычислений блоков IV, V, VII (или VIII) запоминаются (блок IX) для использования на следующем шаге вычислений в (k+1)-й момент времени (блок II). Вычисленное в блоке VII (или VIII) значение Дk в k-й момент времени запоминается в оперативном запоминающем устройстве (блок X). Функционирование блоков II, III, IV, V, VI, VII, VIII, IX осуществляется до момента сброса сопровождения (блок VIII).In block I, the initial values of the parameters μ, T, σ r , m r , Д 0 , r 0 and n r0 are set . The calculation of the expressions that determine the values of D k , r k and n rk at the k-th moment in time, in the branch of the algorithm, which includes blocks III, VI, VII, VIII, and blocks IV, V is performed in parallel. Depending on the outcome of the condition, block VI makes a logical choice of block VII or block VIII. The calculation results of blocks IV, V, VII (or VIII) are stored (block IX) for use in the next step of the calculations at the (k + 1) th moment in time (block II). The value D k calculated in block VII (or VIII) at the k-th moment of time is stored in the random access memory (block X). The functioning of blocks II, III, IV, V, VI, VII, VIII, IX is carried out until the escort is reset (block VIII).

Результаты проведенных исследований подтверждают целесообразность применения на практике предлагаемого способа определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС по доступной в данном режиме информации, поступающей от ТС, ТП и САД.The results of the studies confirm the feasibility of practical application of the proposed method for determining the range to maneuverable aircraft in the silent mode of the radar according to the information available in this mode from the vehicle, TP and SAD.

Claims (1)

Способ определения дальности до маневренного летательного аппарата в режиме молчания радиолокационной станции на основе использования нерадиолокационной информации, заключающийся в том, что дальность до летательного аппарата в k-й момент времени Дk определяют через дальность до летательного аппарата в (k-1)-й момент времени Дk-1, через радиус окружности, по дуге которой движется летательный аппарат относительно радиоэлектронной системы сопровождения в (k-1)-й момент времени, rk-1, изменение значения которого описывается экспоненциально коррелированным процессом, через угловую скорость движения летательного аппарата относительно радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени ωk; и через расстояние
Figure 00000028
в k-й момент времени, преодолеваемое носителем радиоэлектронной системы сопровождения за интервал дискретизации Т:
Figure 00000029

где
Figure 00000030

µ=0,0935 с-1 - величина, обратная постоянной времени маневра летательного аппарата; nrk - гауссовский шум с дисперсией 2·µ·σr 2 и математическим ожиданием mr=269 м; σr=197 м - среднеквадратическое отклонение радиуса окружности, по дуге которой движется летательный аппарат относительно радиоэлектронной системы сопровождения; значение Д0 определяют при работе радиолокационной станции в активном режиме; принимают, что r0=0 м и nr0=mr; отличающийся тем, что определение дальности до маневренного летательного аппарата осуществляется с использованием информации о его пространственной ориентации, применяемой при вычислении угловой скорости движения летательного аппарата относительно радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени ωk:
Figure 00000031

где Kk - пространственный угол поворота траектории летательного аппарата относительно радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени, определяемый углами пространственной ориентации летательного аппарата относительно радиоэлектронной системы сопровождения - углом
Figure 00000032
образованным продольной осью летательного аппарата и проекцией продольной оси летательного аппарата на плоскость ОлХлZл лучевой системы координат носителя радиоэлектронной системы сопровождения ОлХлYлZл, в k-й момент времени и углом
Figure 00000033
в (k-1)-й момент времени; углом
Figure 00000034
образованным осью ОлХл лучевой системы координат носителя радиоэлектронной системы сопровождения ОлХлYлZл и проекцией продольной оси летательного аппарата на плоскость ОлХлZл лучевой системы координат носителя радиоэлектронной системы сопровождения OлXлYлZл, в k-й момент времени и углом
Figure 00000035
в (k-1)-й момент времени, информация о которых поступает от телевизионной системы, и вычисляемый в соответствии с выражением:
Figure 00000036

при допущении, что углы атаки и скольжения летательного аппарата в k-й момент времени: αk=0 и βk=0 соответственно; причем если в (k-1)-й момент времени угол
Figure 00000037
то второе слагаемое выражения (1)
Figure 00000038
имеет знак "плюс"; если в (k-1)-й момент времени угол
Figure 00000039
то второе слагаемое выражения (1)
Figure 00000040
имеет знак "минус"; а также с использованием информации о параметрах собственного движения носителя радиоэлектронной системы сопровождения - информации о линейной скорости носителя радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени vн k, угле наклона траектории носителя радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени θн k и угле поворота траектории носителя радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени φн k, поступающей от системы автономных датчиков; и информации об углах пеленга в вертикальной плоскости εвk и горизонтальной плоскости εrk в k-й момент времени, поступающей от теплопеленгатора, применяемой при вычислении расстояния Дн k, преодолеваемого носителем радиоэлектронной системы сопровождения за интервал дискретизации Т, в k-й момент времени:
Figure 00000041
A method for determining the distance to a maneuverable aircraft in the silent mode of a radar station based on the use of non-radar information, which consists in the fact that the distance to the aircraft at the k-th time moment D k is determined through the distance to the aircraft at the (k-1) th moment time D k-1, through the radius of the circle arc along which the aircraft moves with respect to electronic tracking system (k-1) th time, r k-1, changing the value of which is described by an exponential rrelirovannym process, through the angular velocity of the aircraft with respect to electronic tracking system in the k-th instant of time ω k; and through the distance
Figure 00000028
at the k-th moment of time, overcome by the carrier of the electronic tracking system for the sampling interval T:
Figure 00000029

Where
Figure 00000030

µ = 0.0935 s -1 - the reciprocal of the time constant of the maneuver of the aircraft; n rk - Gaussian noise with a dispersion of 2 · µ · σ r 2 and mathematical expectation m r = 269 m; σ r = 197 m is the standard deviation of the radius of the circle along the arc of which the aircraft moves relative to the electronic tracking system; the value of D 0 is determined when the radar is in active mode; assume that r 0 = 0 m and n r0 = m r ; characterized in that the determination of the range to a maneuverable aircraft is carried out using information about its spatial orientation, used in calculating the angular velocity of the aircraft relative to the electronic tracking system at the k-th point in time ω k :
Figure 00000031

where K k is the spatial angle of rotation of the trajectory of the aircraft relative to the electronic tracking system at the k-th point in time, determined by the angles of the spatial orientation of the aircraft relative to the electronic tracking system - the angle
Figure 00000032
formed by the longitudinal axis of the aircraft and the projection of the longitudinal axis of the aircraft on the plane O l X l Z l of the radial coordinate system of the carrier of the electronic tracking system O l X l Y l Z l , at the k-th point in time and angle
Figure 00000033
at the (k-1) th moment of time; angle
Figure 00000034
the formed axis O l X l of the coordinate system of the carrier of the electronic tracking system O l X l Y l Z l and the projection of the longitudinal axis of the aircraft onto the plane O l X l Z l of the radial coordinate system of the carrier of the electronic tracking system O l X l Y l Z l at the kth moment in time and angle
Figure 00000035
at the (k-1) th moment of time, information about which comes from the television system, and calculated in accordance with the expression:
Figure 00000036

under the assumption that the angles of attack and glide of the aircraft at the kth moment of time: α k = 0 and β k = 0, respectively; moreover, if at the (k-1) th moment of time the angle
Figure 00000037
then the second term of expression (1)
Figure 00000038
has a plus sign; if at the (k-1) th moment of time the angle
Figure 00000039
then the second term of expression (1)
Figure 00000040
has a minus sign; as well as using information about the parameters of the proper motion of the carrier of the electronic tracking system - information about the linear speed of the carrier of the electronic tracking system at the kth moment of time v n k , the angle of inclination of the trajectory of the carrier of the electronic tracking system at the kth moment of time θ n k and the angle turning the trajectory of the carrier of the electronic tracking system at the k-th point in time φ n k coming from a system of autonomous sensors; and information about the angles of the bearing in the vertical plane ε bk and the horizontal plane ε rk at the k-th moment of time coming from the direction finder used in calculating the distance Д н k covered by the carrier of the electronic tracking system for the sampling interval T at the k-th moment in time :
Figure 00000041
RU2008101584/09A 2008-01-15 2008-01-15 Method of determinating of distance up to maneuverable aircraft in no-signal condition of radar station on basis of usage of non-radiolocating information RU2363016C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008101584/09A RU2363016C1 (en) 2008-01-15 2008-01-15 Method of determinating of distance up to maneuverable aircraft in no-signal condition of radar station on basis of usage of non-radiolocating information

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008101584/09A RU2363016C1 (en) 2008-01-15 2008-01-15 Method of determinating of distance up to maneuverable aircraft in no-signal condition of radar station on basis of usage of non-radiolocating information

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2363016C1 true RU2363016C1 (en) 2009-07-27

Family

ID=41048525

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008101584/09A RU2363016C1 (en) 2008-01-15 2008-01-15 Method of determinating of distance up to maneuverable aircraft in no-signal condition of radar station on basis of usage of non-radiolocating information

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2363016C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2000036376A1 (en) * 1998-12-17 2000-06-22 Tokin Corporation Orientation angle detector
RU2264598C1 (en) * 2004-12-17 2005-11-20 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") Method for deterination of coordinates of flight vehicle
RU2282869C1 (en) * 2004-12-27 2006-08-27 Владимир Петрович Панов System for determination of object spatial attitude
RU2005108029A (en) * 2005-03-22 2006-09-10 Владимир Петрович Панов (RU) SYSTEM FOR DETERMINING THE SPATIAL POSITION OF THE OBJECT
CA2630976A1 (en) * 2006-01-11 2007-07-19 Airbus France System for piloting an aircraft
WO2007118108A2 (en) * 2006-04-07 2007-10-18 Honeywell International Inc. Multi-function tracking device with robust asset tracking system

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2000036376A1 (en) * 1998-12-17 2000-06-22 Tokin Corporation Orientation angle detector
RU2264598C1 (en) * 2004-12-17 2005-11-20 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" (ОАО МНПК "Авионика") Method for deterination of coordinates of flight vehicle
RU2282869C1 (en) * 2004-12-27 2006-08-27 Владимир Петрович Панов System for determination of object spatial attitude
RU2005108029A (en) * 2005-03-22 2006-09-10 Владимир Петрович Панов (RU) SYSTEM FOR DETERMINING THE SPATIAL POSITION OF THE OBJECT
CA2630976A1 (en) * 2006-01-11 2007-07-19 Airbus France System for piloting an aircraft
WO2007118108A2 (en) * 2006-04-07 2007-10-18 Honeywell International Inc. Multi-function tracking device with robust asset tracking system

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ЗИНГЕР Р. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью. - Зарубежная радиоэлектроника, 1971, №8, с.40-57. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Peng et al. UAV positioning based on multi-sensor fusion
CN108802707B (en) Improved Kalman Filter Method for Target Tracking
CN106919171B (en) Indoor robot positioning and navigation system and method
US20070182623A1 (en) Method and apparatus for on-vehicle calibration and orientation of object-tracking systems
US8243142B2 (en) Mobile object image tracking apparatus and method
US20100161224A1 (en) Apparatus and method for detecting position and orientation of mobile object
CN113238072B (en) Moving target resolving method suitable for vehicle-mounted photoelectric platform
WO2018056441A1 (en) Axis deviation estimating device
CN110906924A (en) Positioning initialization method and device, positioning method and device and mobile device
CN107289946A (en) A kind of high-precision laser positioning and air navigation aid based on double reflectors
CN114137975A (en) Unmanned vehicle navigation deviation rectifying method based on ultrasonic-assisted fusion positioning
KR20160120467A (en) Azimuth correction apparatus and method of 2-dimensional radar for vehicle
CN109407086B (en) Aircraft trajectory generation method and system and trapping system target guiding method
EP3588135A1 (en) Method of determining an alignment error of an antenna and vehicle with an antenna and a detection device
CN110728026B (en) A Passive Tracking Method of Terminal Ballistic Target Based on Angular Velocity Measurement
Pang et al. Efficient doppler lidar odometry using scan slicing and vehicle kinematics
CN114355409B (en) Surface target motion estimation method
Danilov et al. Indication of relative motion intensity of aerodynamic object and meters with different physical nature
CN115683170A (en) Calibration method based on radar point cloud data fusion error
RU2363016C1 (en) Method of determinating of distance up to maneuverable aircraft in no-signal condition of radar station on basis of usage of non-radiolocating information
Michalczyk et al. Radar-inertial state-estimation for uav motion in highly agile manoeuvres
CN112859919B (en) Method for tracking moving target by unmanned aerial vehicle group
CN110596695B (en) Target maneuver identification using method and system based on tracking filtering information
CN101403593A (en) Dual-shaft strapdown platform plain shaft ultra semi-sphere stabilization method based on rolling/deflecting structure
US6651004B1 (en) Guidance system

Legal Events

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

Effective date: 20100116