[go: up one dir, main page]

RU2366972C1 - Method for determination of speed of approaching of manoeuvre aircraft with radioelectronic system of tracking in mode of radio silence based on application of parametres of its curvilinear motion - Google Patents

Method for determination of speed of approaching of manoeuvre aircraft with radioelectronic system of tracking in mode of radio silence based on application of parametres of its curvilinear motion Download PDF

Info

Publication number
RU2366972C1
RU2366972C1 RU2007148214/09A RU2007148214A RU2366972C1 RU 2366972 C1 RU2366972 C1 RU 2366972C1 RU 2007148214/09 A RU2007148214/09 A RU 2007148214/09A RU 2007148214 A RU2007148214 A RU 2007148214A RU 2366972 C1 RU2366972 C1 RU 2366972C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
radio
speed
tracking
approaching
Prior art date
Application number
RU2007148214/09A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2007148214A (en
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 RU2007148214/09A priority Critical patent/RU2366972C1/en
Publication of RU2007148214A publication Critical patent/RU2007148214A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2366972C1 publication Critical patent/RU2366972C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

FIELD: physics, measurements.
SUBSTANCE: invention is related to the field of radio engineering, in particular to radio-electronic systems of coordinates measurement and may be used in board and surface radio-electronic systems of tracking. Substance of invention consists in the fact that for determination of speed of approaching of manoeuvre aircraft with radio-electronic system of tracking, parametres of its curvilinear motion are used: radius of circumference, along arc of which aircraft moves relative to radio-electronic system of tracking, variation of value of which is described by exponentially correlated process, and angular speed of aircraft motion, value of which is accepted as permanent.
EFFECT: improved accuracy of determination of speed of manoeuvre aircraft approaching with radio-electronic tracking system in the mode of radio silence.
3 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 скорости сближения маневренного летательного аппарата (ЛА) с РЭСС в режиме радиомолчания (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 speed of convergence of a maneuverable aircraft (LA) with RESS in radio silence mode (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. Скорость сближения маневренного ЛА с РЭСС в k-й момент времени Vk определяют через скорость и ускорение сближения ЛА 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 speed of approach of a maneuverable aircraft with RESS at the k-th instant of time V k is determined through the speed and acceleration of the approach of an aircraft with RESS at the (k-1) -th moment of time V k-1 and a k-1, respectively, under the assumption that this acceleration constantly:

Figure 00000001
Figure 00000001

где

Figure 00000002
Where
Figure 00000002

Т - интервал дискретизации; значения скорости и ускорения сближения маневренного ЛА с РЭСС в начальный момент времени функционирования РЭСС в режиме радиомолчания V0 и а0 соответственно, определяют при работе РЭСС в активном режиме.T is the sampling interval; the values of the speed and acceleration of the approach of the maneuverable aircraft to the REESS at the initial instant of operation of the REESS in the radio silence mode V 0 and a 0, respectively, are determined when the RESESS is operating in the active mode.

Недостатком данного способа является низкая точность определения скорости сближения маневренного ЛА с РЭСС вследствие несоответствия принятого постоянным ускорения сближения ЛА с РЭСС реальной динамике данного ускорения.The disadvantage of this method is the low accuracy of determining the speed of approach of a maneuverable aircraft with RESS due to the discrepancy between the accepted constant acceleration of the approach of the aircraft with RESS to the real dynamics of this acceleration.

Наиболее близким по своей сущности к предлагаемому способу является способ определения скорости сближения маневренного ЛА с РЭСС в режиме радиомолчания (см. Зингер Р. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью // Зарубежная радиоэлектроника. - 1971. - №8. - С.40-57), принятый за прототип.The closest in essence to the proposed method is a method for determining the speed of approach of a maneuverable aircraft with RESS in radio silence mode (see Singer R. Evaluation of the characteristics of an optimal filter for tracking a manned target // Foreign Radio Electronics. - 1971. - No. 8. - C. 40-57), adopted as a prototype.

Сущность способа, принятого за прототип, состоит в том, что скорость сближения маневренного ЛА с РЭСС в k-й момент времени Vk определяют через скорость и ускорение сближения ЛА с РЭСС в (k-1)-й момент времени Vk-i и ak-1 соответственно, в предположении, что данное ускорение описывается экспоненциально коррелированным процессом:The essence of the method adopted for the prototype is that the speed of approach of a maneuverable aircraft with RESS at the k-th point in time V k is determined through the speed and acceleration of the approach of the aircraft with RESS at the (k-1) th moment of time V ki and a k -1, respectively, under the assumption that this acceleration is described by an exponentially correlated process:

Figure 00000003
Figure 00000003

где

Figure 00000004
Where
Figure 00000004

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

Figure 00000005
и математическим ожиданием ma=0 м/с2; σa - среднеквадратическое отклонение (СКО) ускорения; значения скорости и ускорения сближения маневренного ЛА с РЭСС в начальный момент времени функционирования РЭСС в режиме радиомолчания V0 и а0 соответственно, определяют при работе РЭСС в активном режиме; принимают, что отсчет гауссовского шума в начальный момент времени функционирования РЭСС в режиме радиомолчания имеет значение na0=ma=0 м/с2.T is the sampling interval; α is a value characterizing the rate of change of acceleration; n ak - Gaussian noise with dispersion
Figure 00000005
and mathematical expectation m a = 0 m / s 2 ; σ a - standard deviation (RMS) of acceleration; values of the speed and acceleration of the approach of the maneuverable aircraft to the REESS at the initial instant of operation of the REESS in the radio silence mode V 0 and a 0, respectively, are determined when the RESESS is in active mode; accept that the sample of Gaussian noise at the initial time of operation of the REESS in the radio silence mode has the value n a0 = m a = 0 m / s 2 .

Недостатком способа, принятого за прототип, является низкая точность определения скорости сближения маневренного ЛА с РЭСС вследствие несоответствия модели изменения скорости, характеризуемой параметрами прямолинейного движения, реальной динамике скорости маневренного ЛА.The disadvantage of the method adopted for the prototype is the low accuracy of determining the speed of convergence of a maneuverable aircraft with RESS due to the inconsistency of the speed change model characterized by the parameters of rectilinear motion, the real dynamics of the speed of the maneuverable aircraft.

Техническим результатом предлагаемого способа является повышение точности определения скорости сближения маневренного ЛА с РЭСС в режиме радиомолчания на основе использования параметров его криволинейного движения.The technical result of the proposed method is to increase the accuracy of determining the speed of approach of a maneuverable aircraft with RESS in radio silence mode based on the use of its curved motion parameters.

Сущность предлагаемого способа заключается в том, что скорость сближения маневренного ЛА с РЭСС в k-й момент времени Vk определяют через скорость сближения в (k-1)-й момент времени Vk-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, и через угловую скорость движения ЛА ω, принимаемую постоянной:The essence of the proposed method lies in the fact that the speed of approach of a maneuverable aircraft with RESS at the k-th moment of time V k is determined through the speed of approach at the (k-1) th moment of time V k-1 , through the radius of a circle along which the aircraft moves along an arc 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, and through the angular velocity of the aircraft ω, taken constant:

Figure 00000006
Figure 00000006

где

Figure 00000007
Where
Figure 00000007

Т - интервал дискретизации; µ - величина, обратная постоянной времени маневра ЛА; nrk - гауссовский шум с дисперсией

Figure 00000005
и математическим ожиданием mr; σr - СКО радиуса окружности, по дуге которой движется ЛА относительно РЭСС; значение скорости сближения маневренного ЛА с РЭСС в начальный момент времени функционирования РЭСС в режиме радиомолчания V0 определяется измерителем скорости при работе РЭСС в активном режиме; принимают, что радиус окружности, по дуге которой движется ЛА относительно РЭСС, в начальный момент времени функционирования РЭСС в режиме радиомолчания принимает значение r0=0 м в предположении, что в начальный момент времени функционирования РЭСС в режиме радиомолчания сопровождаемый маневренный ЛА движется по прямолинейной траектории относительно РЭСС, и отсчет гауссовского шума в начальный момент времени функционирования РЭСС в режиме радиомолчания принимает значение математического ожидания этого шума nr0=mr.T is the sampling interval; µ is the reciprocal of the time constant of the maneuver of the aircraft; n rk - Gaussian noise with dispersion
Figure 00000005
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 the speed of convergence of the maneuverable aircraft with the REESS at the initial instant of operation of the REESS in the radio silence mode V 0 is determined by the speed meter when the RESESS is in active mode; it is assumed that the radius of the circle along the arc of which the aircraft moves relative to the REESS, at the initial moment of operation of the REESS in the radio silence mode, takes the value r 0 = 0 m under the assumption that at the initial instant of time of the operation of the RESESS in the radio silence mode, the accompanied maneuverable aircraft moves along a straight path relative to the REESS, and the sample of Gaussian noise at the initial instant of operation of the REESS in the radio silence mode takes the value of the mathematical expectation of this noise n r0 = m r .

Результаты проведенных исследований параметров движения маневренного ЛА (истребителя) показали, что угловая скорость движения истребителя изменяется в небольшом диапазоне значений, что обусловлено спецификой его применения. Поэтому допущение о постоянстве угловой скорости движения маневренного ЛА ω в выражении (5) вполне правомерно.The results of studies of the motion parameters of a maneuverable aircraft (fighter) showed that the angular velocity of the fighter varies in a small range of values, due to the specifics of its application. Therefore, the assumption that the angular velocity of the maneuverable aircraft ω is constant in expression (5) is quite valid.

На основе экспериментальных данных для маневренного ЛА типа «истребитель» было определено, что ω=1,159 рад/с; µ=0,0935 с-1; σr=197 м; mr=269 м.Based on experimental data for a maneuverable fighter aircraft, it was determined that ω = 1.159 rad / s; µ = 0.0935 s -1 ; σ r = 197 m; m r = 269 m.

Физический смысл угловой скорости движения маневренного ЛА ω пояснен на фигуре 1.The physical meaning of the angular velocity of the maneuverable aircraft ω is explained in figure 1.

Предлагаемый способ определения скорости сближения маневренного ЛА с РЭСС в режиме радиомолчания на основе использования параметров его криволинейного движения реализуется как программно на электронно-вычислительной машине, так и аппаратно при помощи соответствующих устройств.The proposed method for determining the speed of approach of a maneuverable aircraft with RESS in radio silence mode based on the use of its curvilinear motion parameters is implemented both programmatically on an electronic computer and hardware using appropriate devices.

Один из вариантов программной реализации предлагаемого способа представлен на фигуре 2 при помощи логической схемы алгоритма функционирования программы определения скорости сближения маневренного ЛА с РЭСС в режиме радиомолчания на основе использования параметров его криволинейного движения.One of the variants of the software implementation of the proposed method is presented in figure 2 using a logical diagram of the algorithm of the program for determining the speed of approach of a maneuverable aircraft with RESS in radio silence mode based on the use of its curvilinear motion parameters.

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

В блоке I устанавливаются исходные значения параметров µ, Т, ω, σr, mr, V0, r0 и nr0. Вычисление выражений, определяющих значения Vk, rk и nrk в k-й момент времени, в блоках III, IV, V производится параллельно. Результаты вычислений блоков III, IV, V запоминаются (блок VI) для использования на следующем шаге вычислений в (k+1)-й момент времени (блок II). Вычисленное в блоке III значение Vk в k-й момент времени запоминается в оперативном запоминающем устройстве (блок VII). Функционирование блоков II, III, IV, V, VI, VII осуществляется до момента сброса сопровождения (блок VIII).In block I, the initial values of the parameters μ, T, ω, σ r , m r , V 0 , r 0 and n r0 are set . The calculation of the expressions defining the values of V k , r k and n rk at the k-th moment in time, in blocks III, IV, V is performed in parallel. The calculation results of blocks III, IV, V are stored (block VI) for use in the next calculation step at the (k + 1) -th time moment (block II). The value V k calculated in block III at the k-th moment of time is stored in the random access memory (block VII). The functioning of blocks II, III, IV, V, VI, VII is carried out until the escort is reset (block VIII).

Форма записи выражений в вычислительных блоках II, III, IV, V приведена для вычислительной среды Mathcad 2000.The form for writing expressions in computational units II, III, IV, V is given for the Mathcad 2000 computing environment.

Один из вариантов аппаратной реализации предлагаемого способа представлен на фигуре 3 при помощи функциональной схемы устройства определения скорости сближения маневренного ЛА с РЭСС в режиме радиомолчания на основе использования параметров его криволинейного движения.One of the options for the hardware implementation of the proposed method is presented in figure 3 using a functional diagram of a device for determining the speed of approach of a maneuverable aircraft with RESS in the radio silence mode based on the use of its curved motion parameters.

Устройство состоит из схемы вычитания 1; схемы деления 2; схем умножения 3, 4, 5, 10; схем сложения 6, 11; линий задержки на Т 7, 8, 13; схемы вычисления экспоненты 9; генератора шума 12.The device consists of a subtraction scheme 1; division schemes 2; multiplication schemes 3, 4, 5, 10; addition schemes 6, 11; delay lines at T 7, 8, 13; exponential computation schemes 9; noise generator 12.

Работа устройства осуществляется следующим образом. На первый вход схемы вычисления экспоненты 9 поступает сигнал µ, а на второй вход - сигнал Т; с выхода схемы вычисления экспоненты 9 сигнал

Figure 00000008
подается на второй вход схемы умножения 10 и второй вход схемы вычитания 1, на первый вход которой поступает сигнал «1»; с выхода схемы вычитания 1 сигнал 1-ехр{-µ·Т} подается на первый вход схемы деления 2, на второй вход которой поступает сигнал µ; с выхода схемы деления 2 сигнал (1-ехр{-µ·Т})/µ подается на первый вход схемы умножения 3, на второй вход которой поступает сигнал rk-1 с выхода линии задержки на Т 8; также с выхода линии задержки на Т 8 сигнал rk-1 подается на первый вход схемы умножения 10; с выхода схемы умножения 10 сигнал rk-1·ехр{-µ·Т} поступает на первый вход схемы сложения 11, на второй вход которой подается сигнал nrk-1 с выхода линии задержки на Т 13, на вход которой поступает сигнал nrk с выхода генератора шума 12, на первый вход которого подается сигнал mr, а на второй вход - сигнал σr; с выхода схемы сложения 11 сигнал rk поступает на вход линии задержки на Т 8; с выхода схемы умножения 3 сигнал rk-1·(1-ехр{-µ·Т})/µ подается на второй вход схемы умножения 5, на первый вход которой поступает сигнал ω2 с выхода схемы умножения 4, на первый и второй входы которой подается сигнал ω; с выхода схемы умножения 5 сигнал rk-1·ω·(1-ехр{-µ·Т})µ поступает на первый вход схемы сложения 6, на второй вход которой подается сигнал Vk-1 с выхода линии задержки на Т 7; с выхода схемы сложения 6 сигнал Vk поступает на вход линии задержки на Т 7 и на вход устройства отображения.The operation of the device is as follows. The signal µ is fed to the first input of the calculation circuit of exponential 9, and signal T is sent to the second input; from the output of the calculation circuit of the exponent 9 signal
Figure 00000008
fed to the second input of the multiplication circuit 10 and the second input of the subtraction circuit 1, the first input of which receives the signal "1"; from the output of the subtraction circuit 1, the signal 1-exp {-µ · T} is fed to the first input of the division circuit 2, the second input of which receives the signal µ; from the output of division circuit 2, the signal (1-exp {-µ · T}) / µ is supplied to the first input of the multiplication circuit 3, the second input of which receives the signal r k-1 from the output of the delay line to T 8; also from the output of the delay line at T 8, the signal r k-1 is supplied to the first input of the multiplication circuit 10; from the output of the multiplication circuit 10, the signal r k-1 · exp {-µ · T} is supplied to the first input of the addition circuit 11, to the second input of which the signal n rk-1 is supplied from the output of the delay line to T 13, to the input of which the signal n rk from the output of the noise generator 12, to the first input of which the signal m r is supplied, and to the second input, the signal σ r ; from the output of addition circuit 11, the signal r k goes to the input of the delay line at T 8; from the output of the multiplication circuit 3, the signal r k-1 · (1-exp {-µ · T}) / µ is fed to the second input of the multiplication circuit 5, the first input of which receives the signal ω 2 from the output of the multiplication circuit 4, to the first and second the inputs of which a signal ω is supplied; from the output of the multiplication circuit 5, the signal r k-1 · ω · (1-exp {-µ · T}) µ is fed to the first input of addition circuit 6, to the second input of which a signal V k-1 is supplied from the output of the delay line to T 7 ; from the output of addition circuit 6, the signal V k goes to the input of the delay line at T 7 and to the input of the display device.

Результаты проведенных исследований подтверждают целесообразность применения на практике предлагаемого способа определения скорости сближения маневренного ЛА с РЭСС в режиме радиомолчания на основе использования параметров его криволинейного движения.The results of the studies confirm the feasibility of practical application of the proposed method for determining the speed of approach of a maneuverable aircraft with RESS in radio silence mode based on the use of its curvilinear motion parameters.

Claims (1)

Способ определения скорости сближения маневренного летательного аппарата с радиоэлектронной системой сопровождения в режиме радиомолчания на основе использования параметров его криволинейного движения, отличающийся тем, что скорость сближения маневренного летательного аппарата с радиоэлектронной системой сопровождения в k-й момент времени Vk определяют через скорость сближения в (k-1)-й момент времени Vk-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, и через угловую скорость движения летательного аппарата, принимаемую постоянной, ω=1,159 рад/с:
Figure 00000009

Figure 00000010

где Т - интервал дискретизации; µ=0,0935 с-1 - величина, обратная постоянной времени маневра летательного аппарата; nrk - гауссовский шум с дисперсией 2·µ·σ2 r и математическим ожиданием mr=269 м; σr=197 м - средне-квадратическое отклонение радиуса окружности, по дуге которой движется летательный аппарат относительно радиоэлектронной системы сопровождения; значение V0 определяют при работе радиоэлектронной системы сопровождения в активном режиме; принимают, что r0=0 м и nr0=mr; при этом в режиме радиомолчания значения параметров µ, Т, ω, σr, mr, V0, r0,
nr0 устанавливаются исходными. A method for determining the approach speed of a maneuverable aircraft with a radio-electronic tracking system in the radio silence mode based on the use of parameters of its curvilinear motion, characterized in that the speed of approach of a maneuverable aircraft with a radio-electronic tracking system at the k-th time instant V k is determined through the approach speed at (k -1) -th moment of time V k-1 , through the radius of the circle along the arc of which the aircraft moves relative to the electronic tracking system in (k-1) - th moment of time, r k-1 , the change in the value of which is described by an exponentially correlated process, and through the angular velocity of the aircraft, taken constant, ω = 1,159 rad / s
Figure 00000009

Figure 00000010

where T is the sampling interval; 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 2 r and mathematical expectation m r = 269 m; σ r = 197 m - 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 V 0 is determined when the electronic tracking system is in active mode; assume that r 0 = 0 m and n r0 = m r ; in the radio silence mode, the values of the parameters µ, T, ω, σ r , m r , V 0 , r 0 ,
n r0 are set to source.
RU2007148214/09A 2007-12-24 2007-12-24 Method for determination of speed of approaching of manoeuvre aircraft with radioelectronic system of tracking in mode of radio silence based on application of parametres of its curvilinear motion RU2366972C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007148214/09A RU2366972C1 (en) 2007-12-24 2007-12-24 Method for determination of speed of approaching of manoeuvre aircraft with radioelectronic system of tracking in mode of radio silence based on application of parametres of its curvilinear motion

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007148214/09A RU2366972C1 (en) 2007-12-24 2007-12-24 Method for determination of speed of approaching of manoeuvre aircraft with radioelectronic system of tracking in mode of radio silence based on application of parametres of its curvilinear motion

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007148214A RU2007148214A (en) 2009-06-27
RU2366972C1 true RU2366972C1 (en) 2009-09-10

Family

ID=41026824

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007148214/09A RU2366972C1 (en) 2007-12-24 2007-12-24 Method for determination of speed of approaching of manoeuvre aircraft with radioelectronic system of tracking in mode of radio silence based on application of parametres of its curvilinear motion

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2366972C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6118401A (en) * 1996-07-01 2000-09-12 Sun Microsystems, Inc. Aircraft ground collision avoidance system and method
RU2282157C2 (en) * 2001-07-17 2006-08-20 Хонейвелл Интернэшнл, Инк. Device for warning of dangerous pitch angle
RU2303797C2 (en) * 2005-06-23 2007-07-27 Тамбовское высшее военное авиационное инженерное училище радиоэлектроники (военный институт) Method for adaptation of range tracking system of maneuvering aerial target on the basis of information from meters of various physical nature
CA2635817A1 (en) * 2006-02-23 2007-08-30 Commonwealth Scientific And Industrial Research Organisation System and method for identifying manoeuvres for a vehicle in conflict situations
RU2310909C1 (en) * 2006-06-23 2007-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова" Flight simulating pilotage complex

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6118401A (en) * 1996-07-01 2000-09-12 Sun Microsystems, Inc. Aircraft ground collision avoidance system and method
RU2282157C2 (en) * 2001-07-17 2006-08-20 Хонейвелл Интернэшнл, Инк. Device for warning of dangerous pitch angle
RU2303797C2 (en) * 2005-06-23 2007-07-27 Тамбовское высшее военное авиационное инженерное училище радиоэлектроники (военный институт) Method for adaptation of range tracking system of maneuvering aerial target on the basis of information from meters of various physical nature
CA2635817A1 (en) * 2006-02-23 2007-08-30 Commonwealth Scientific And Industrial Research Organisation System and method for identifying manoeuvres for a vehicle in conflict situations
RU2310909C1 (en) * 2006-06-23 2007-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова" Flight simulating pilotage complex

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Зарубежная радиоэлектроника, 1971, №8, с.40-57. *

Also Published As

Publication number Publication date
RU2007148214A (en) 2009-06-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103926564B (en) A kind of multi-source monitors fusion method and the device of data
US10444211B2 (en) Integrated air quality forecasting
CN110398728B (en) Angular resolution of targets using individual radar receivers
US10305701B2 (en) Phase-modulated signal parameter estimation using streaming calculations
Steinbring et al. A closed-form likelihood for particle filters to track extended objects with star-convex RHMs
CN115128597B (en) Maneuvering target tracking method under non-Gaussian noise based on IMM-STEKF
Schoenecker et al. The ML-PMHT multistatic tracker for sharply maneuvering targets
Li et al. Exploring the potential of the deep-learning-aided kalman filter for gnss/ins integration: A study on 2-d simulation datasets
RU2148796C1 (en) Inertial satellite navigation system
Gehly et al. An AEGIS-CPHD filter to maintain custody of GEO space objects with limited tracking data
RU2366972C1 (en) Method for determination of speed of approaching of manoeuvre aircraft with radioelectronic system of tracking in mode of radio silence based on application of parametres of its curvilinear motion
JP2002221570A (en) Track tracking device and track tracking method
US9612310B2 (en) Method and apparatus for determining the direction of arrival of a sonic boom
CN107289968A (en) A kind of method for estimating state and device of turning maneuvering target
CN106775121B (en) Determine that touch operation corresponds to the method and device of touch area in infrared touch panel
RU2358287C1 (en) Method of determining distance to moving aircraft in radiosilence mode based on using parametres of its curvilinear motion
Sankaranarayanan et al. Algorithmic and architectural design methodology for particle filters in hardware
La Scala et al. Differential geometry measures of nonlinearity for filtering with nonlinear dynamic and linear measurement models
RU2406098C1 (en) Method of determining slant distance to moving target using minimum number of bearings
CN115542275A (en) Radar radiation source PRI calculation method based on pulse rising edge correlation matching
Bo et al. A framework of finite-model Kalman filter with case study: MVDP-FMKF algorithm
CN115222766A (en) Method and apparatus for estimating object velocity
RU2251711C1 (en) Complex measuring device of range, speed and angle coordinates of radio engineering systems of flying vehicles
US20240337740A1 (en) Estimation of relative velocity between transmitter and receiver
CN111650624A (en) Data filtering method and implementation device based on projection variance discrimination

Legal Events

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

Effective date: 20091225