Способ определения направления и величины отклонения самолета от курса и глиссады и устройство для его реализации

Авторы патента:

G01S13/91 - радиолокационные или аналогичные системы, предназначенные для управления движением (G01S 13/93 имеет преимущество)

Владельцы патента RU 2544482:

Семенов Виктор Леонидович (RU)

Группа изобретений относится к системам посадки самолетов и может быть использована при реализации комплексов аэродромного обеспечения. Достигаемый технический результат - расширение ассортимента устройств посадки самолетов на аэродром, что достигается за счет использования РЛС, содержащей: четыре антенны (ППА), десять генераторов сигналов, по двенадцать смесителей и фильтров, по четыре усилителей мощности и частотомера, пять ЦАП, вычислитель коэффициента и по две схемы умножения и вычитания. При этом определяют направление и величину отклонения самолета от курса и глиссады, облучая его четырьмя ППА, установленными в начале ВПП аэродрома, в плоскости, перпендикулярной глиссаде, на окружности, на равном удалении по окружности друг от друга и от глиссады, с базовыми L расстояниями между диаметрально противоположными ППА1 и ППА2, устанавливаемыми перпендикулярно глиссаде, с базовыми L расстояниями между диаметрально противоположными ППА3 и ППА4, устанавливаемыми параллельно ВПП, которые излучают четыре непрерывных сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразно линейно-спадающему закону (НЛЧМ1 сигналы) с близкими частотами f₁, f₂, f₃, f₄ и одинаковыми частотой модуляции Fm и девиацией частоты dfm, которые после отражения от самолета принимаются ППА, и их перемножают с излученными НЛЧМ сигналами, и выделяют сигналы с частотами Fpi=2DiFmdfm/C+2Vif₁/C, Fpj=2DjFmdfm/C+2Vif₂/C, Fpz=2DzFmdfm/C+2Vif₃/C, Fpx=2DxFmdfm/C+2Vif₄/C, где C - скорость света, Di, Dj, Dz и Dx - расстояния между ППА и самолетом, имеющим скорость Vi, определяемую до получения этих сигналов, которые далее перемножают с сформированными заранее сигналами с частотами 2Vif₁/C, 2Vif₂/C, 2Vif₃/C и 2Vif₄/C и выделяют четыре сигнала с частотами F¹pi=2DiFmdfm/C, Fp¹j=DjFmdfm/C, F^lpz=2DzFmdfm/C, F¹px=DxFmdfm/C, а также вычисляют коэффициент Ki=Di/Dmin, где Dmin - минимально возможное расстояние от ППА до самолета, после чего вычисляют произведение двух разностей ±Ki(F¹pi-Fp¹j) и ±Ki(F¹pz-F¹px), величина и знак которых определяют величину и знак отклонения самолета от курса и глиссады. 2 н.п. ф-лы.

Группа изобретений относится к системам посадки самолетов и может быть использована при реализации комплексов аэродромного обеспечения.

Общеизвестен способ определения курса и глиссады при посадке самолета с помощью аэродромной РЛС, например, РСП-7, две антенны которой все время вращаются в заданных секторах по азимуту и углу места. О РЛС с невращающимися антеннами и аналогичными функциями мало что известно.

Целью изобретения является расширение ассортимента устройств посадки самолетов на аэродром, что достигается за счет использования для определения величины отклонения самолета от курса и глиссады четырехчастотного дальномера.

При определении направления и величины отклонения самолета от курса и глиссады самолет облучают четырьмя приемо-передающими антеннами ППА1, ППА2, ППА3, ППА4, установленными в начале взлетно-посадочной полосы (ВПП) аэродрома, в плоскости, перпендикулярной глиссаде, на окружности, на равном удалении по окружности друг от друга и от глиссады, с базовыми L расстояниями между диаметрально противоположными ППА1 и ППА2, устанавливаемыми перпендикулярно глиссаде, с базовыми L расстояниями между диаметрально противоположными ППА3 и ППА4, устанавливаемыми параллельно ВПП, которые излучают в сторону приближающегося к ВПП самолета четыре непрерывных сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразно линейно-спадающему закону, соответственно, НЛЧМ1, НЛЧМ2, НЛЧМ3 и НЛЧМ4 сигналы с близкими частотами f₁, f₂, f₃ и f₄ соответственно у НЛЧМ1, НЛЧМ2, НЛЧМ3, НЛЧМ4 сигналов и одинаковыми у них частотой модуляции Fm и девиацией частоты dfm, которые после отражения от самолета принимаются, соответственно, ППА1, ППА2, ППА3, ППА4, и их перемножают с излученными, соответственно, НЛЧМ1, НЛЧМ2, НЛЧМ3, НЛЧМ4 сигналами, и выделяют сигналы с частотами, соответственно, Fpi=2DiFmdfm/C+2Vif₁/C, Fpj=2DjFmdfm/C+2Vif₂/C, Fpz=2DzFmdfm/C+2Vif₃/C, Fpx=2DxFmdfm/C+2Vif₄/C, где С - скорость света, Di, Dj, Dz и Dx - расстояния, соответственно, между ППА1, ППА2, ППА3, ППА4 и самолетом, приближающимся к аэродрому со скоростью Vi, которую определяют до получения сигналов с частотами Fpi, Fpj, Fpz и Fpx, которые далее перемножают, соответственно, с сформированными заранее сигналами с частотами 2Vif₁/C, 2Vif₂/C, 2Vif₃/C и 2Vif₄/C и выделяют четыре сигнала с частотами F¹pi=2DiFmdfm/C, Fp¹j=DjFmdfm/C, F^lpz=2DzFmdfm/C, F^lpx=2DxFmdfm/C, а также вычисляют коэффициент Ki=Di/Dmin=CF¹pi/2FmdfmDmin, где Dmin - минимально возможное расстояние от ППА до самолета, когда еще есть необходимость в определении курса и глиссады, после чего вычисляют две разности со знаком, т.е. ±Δ₁=F¹pi-Fp¹j и ±Δ₂=F¹pz-F¹px, которые умножают на коэффициент Ki и получают два числа, т.е. ±Δ₁Ki и ±Δ₂Ki, величине и знаку которым соответствует величина и знак отклонения самолета от курса и глиссады.

Устройство определения направления и величины отклонения самолета от курса и глиссады выполнено в виде частотного радиолокатора, содержащего последовательно соединенные генератор импульсов, счетчик импульсов, первый цифроаналоговый преобразователь (ЦАП1), первый генератор непрерывных сигналов (Г1), выход которого подключен к входам смесителей (CM) CM5, СМ6, СМ7 и СМ8, а выход Г2 через последовательно соединенные второй вход CM5, пятый фильтр (Ф5), СМ1, Ф1 подключен к второму входу СМ9, выход Г3 через последовательно соединенные второй вход СМ6, Ф6, СМ2, Ф2 подключен к второму входу СМ10, выход Г4 через последовательно соединенные второй вход СМ7, Ф7, СМ3, Ф3 подключен к второму входу СМИ, выход Г5 через последовательно соединенные второй вход СМ8, Ф8, СМ4, Ф4 подключен к второму входу СМ12, а также выходы Ф5, Ф6, Ф7 и Ф8, соответственно, через усилители мощности (УМ) УМ1, УМ2, УМ3, УМ4 подключены к входам, соответственно, ППА1, ППА2, ППА3, ППА4, работающим на передачу, а входы ППА1, ППА2, ППА3, ППА4, работающие на прием, подключены к вторым входам, соответственно, СМ1, СМ2, СМ3, СМ4 и, кроме того, выход Ф1 подключен к входу определителя скорости посадки самолета, выходы которого подключены к входам ЦАП2, ЦАП3, ЦАП4 и ЦАП5, входы опорных напряжений которых подключены, соответственно, к выходам первого блока опорного напряжения (БОН1), БОН2, БОН3 и БОН4, выход ЦАП2 через последовательно соединенные Г6, СМ9, Ф9, первый частотомер (Ч1) подключен к первой схеме вычитания и вычислителю коэффициента, выход ЦАП3 через последовательно соединенные Г7, СМ10, Ф10, Ч2 подключен к второму входу первой схемы вычитания, выход ЦАП5 через последовательно соединенные Г8, СМ11, Ф11, Ч3 подключен к второй схеме вычитания, выход ЦАП4 через последовательно соединенные Г9, СМ12, Ф12, Ч4 подключен к второму входу второй схемы вычитания, выходы первой и второй схем вычитания, соответственно, через первую и вторую схемы умножения подключены к первой и второй выходным шинам, а вторые входы первой и второй схем умножения подключены к выходу вычислителя коэффициента.

Рассмотрим, в том числе на примерах, работу устройства определения направления и величины отклонения самолета от курса и глиссады.

Установим ППА1, ППА2, ППА3 и ППА4 в начале ВПП аэродрома, в плоскости, перпендикулярной глиссаде, на окружности, на равном удалении по окружности друг от друга и от глиссады, с базовыми L=2 м расстояниями между диаметрально противоположными ППА1 и ППА2, устанавливаемыми перпендикулярно глиссаде, с базовыми L=2 м расстояниями между диаметрально противоположными ППА3 и ППА4, устанавливаемыми параллельно ВПП, которые излучают в сторону приближающегося к ВПП самолета, соответственно, НЛЧМ1, НЛЧМ2, НЛЧМ3 и НЛЧМ4 сигналы, с близкими частотами f₁=1, f₂=1,1, f₃=1,2 и f₄=1,3 ГГц соответственно у НЛЧМ1, НЛЧМ2, НЛЧМ3, НЛЧМ4 сигналов и одинаковыми у них частотой модуляции Fm=5 кГц и девиацией частоты dfm=5,1 МГц, формируемые на четырехчастотном радиолокаторе (ЧЧР), в котором счетчик импульсов все время подсчитывает импульсы генератора импульсов. При этом на выходе ЦАП1 формируется пилообразное напряжение с частотой повторения Fm=5 кГц, которое подают на варикап Г1. При этом на выходе Г1 формируется сигнал частотой f и девиацией частоты dfm=5,1 МГц, который поступает на первые входы СМ5, СМ6, СМ7 и СМ8, на вторые входы которых подают с Г2, Г3, Г4 и Г5, соответственно, сигналы частотой fx, fz, fy и fr. При этом на выходах СМ5, СМ6, СМ7 и СМ8 и соответственно Ф5, Ф6, Ф7 и Ф8 формируются сигналы частотой f₁=f-fx=1, f₂=f-fz=1,1, f₃=f-fy=1,2 и f₄=f-fr=1,3 ГГц, которые, соответственно, УМ1, УМ2, УМ3 и УМ4 усиливаются и через, соответственно, ППА1, ППА2, ППА3 и ППА4 передаются в сторону самолета. Отраженные от самолета НЛЧМ1, НЛЧМ2, НЛЧМ3 и НЛЧМ4 сигналы принимаются ППА1, ППА2, ППА3 и ППА4, перемножаются в СМ1, СМ2, СМ3 и СМ4 с излученными НЛЧМ1, НЛЧМ2, НЛЧМ3 и НЛЧМ4 сигналами, подводимыми к вторым входам, соответственно, СМ1, СМ2, СМ3 и СМ4 с выходов, соответственно, Ф5, Ф6, Ф7 и Ф8. После перемножения НЛЧМ сигналов на выходах СМ1, СМ2, СМ3 и СМ4 и соответственно выходах Ф1, Ф2, Ф3, Ф4 формируются сигналы с частотами, соответственно, Fpi=2DiFmdfm/C+2Vif₁/C, Fpj=2DjFmdfm/C+2Vf₂/C, Fpz=2DzFmdfm/C+2Vif₃/C, Fpx=2DxFmdfm/C+2Vif₄/C.

Следует отметить, что до момента обнаружения самолета измеряют его посадочную скорость Vi, вычисляя при, например, выбранных Vo=15 м/с и До=Vof₁/Fmdfm выражение Vi=4До/t, где [см. заявку РФ №2012148956/07 (078599)] До - выбираемый базовый интервал расстояния, Vo - минимально возможная посадочная скорость самолета, t - измеряемое время пролета самолетом расстояния 4До. Для чего в известной РЛС излучаемый НЛЧМ сигнал не задерживают и в обнаружителе сигналов узкополосного спектра частот [см. там же] выбирают соответствующий опорный сигнал, что позволяет измерить Vi на удалениях больших длины глиссады.

Очевидно, что если значение Vi, например, в цифровой форме подать на входы ЦАП2, ЦАП3, ЦАП4 и ЦАП5, на ЦАПы, имеющие разные опорные напряжения, то под действием на варикапы Г6, Г7, Г8 и Г9 напряжений с их выходов можно установить эти генераторы в состояние генерации ими сигналов, соответственно, частотой 2Vif₁/C, 2Vif₂/C, 2Vif₃/C и 2Vif₄/C и далее их в СМ9, СМ10, СМ11 и СМ12 перемножить с сигналами, сформированными на выходах Ф1, Ф2, Ф3 и Ф4, с целью выделения фильтрами Ф9, Ф10, Ф11 и Ф12 четырех разностных сигналов с частотами F^lpi=2DiFmdfm/C, Fp¹j=2DjFmdfm/C, F¹pz=2DzFmdfm/C, F¹px=2DxFmdfm/C.

Пусть, между ППА1, ППА2, ППА3 и ППА4 и самолетом будут, например, минимально возможные для отслеживания курсовых и глиссадных рассогласований расстояния, соответственно, D₁=15 м, D₂=√15² м+L²=15,1327 м,

D₃=√15²+(L²/2)=15,067 м и D₄=15,067 м, т.е. самолет летит прямо только на ППА1, выше на 1 м глиссады и точно по курсу. Тогда фильтры Ф9, Ф10, Ф11 и Ф12 выделят и частотомеры Ч1, Ч2, Ч3 и Ч4 вычислят, соответственно, частоты:

F¹p₁=20[(15 м)(5 кГц)(5,1 МГц)]/(3×10⁸ м/с)=2550 Гц,

F¹p₂=20[(15,1327 м=√15²+2²)(5 кГц)(5,1 МГц)]/(3×10⁸ м/с)=2572,567 Гц,

F¹p₃=20[(15,067 м=√15²+2)(5 кГц)(5,1 МГц)]/(3×10⁸ м/с)=2561,308 Гц,

F¹p₄=20[(15,067 м=√15²+2)(5 кГц)(5,1 МГц)]/(3×10⁸ м/с)=2561,308 Гц.

После чего и при, например, Dmin=15 м вычислителем коэффициента вычисляют коэффициент K₁=D₁/Dmin=15 м/15 м=1, а первой и второй схемами вычитания вычисляют две разности со знаком, т.е. Δ₁=F¹p₁-F¹p₂=-22,567 и Δ₂=F¹p₃-F¹p₄=0, которые в первой и второй схемах умножения умножают на коэффициент K₁ и получают K₁Δ₁=-22,567 и K₁Δ₂=+0, т.е. два числа со знаками, величине и знаку которых соответствует величина и знак отклонения самолета от курса и глиссады (в данном случае на 1 м выше глиссады и точно по курсу).

Пусть, между ППА1, ППА2, ППА3 и ППА4 и самолетом будут, например, максимально возможные для отслеживания курсовых и глиссадных рассогласований расстояния, соответственно, 1500 м, √1500² м+L²=1500,001333 м, √1500²+(L²/2)=1500,00067 м и 1500,00067 м, т.е. самолет летит прямо только на ППА1, выше на 1 м глиссады и точно по курсу. Тогда фильтрами Ф9, Ф10, Ф11, Ф12 будут выделены и частотомерами Ч1, Ч2, Ч3, Ч4 вычислены, соответственно, частоты

F¹p₅=20[(1500 м)(5 кГц)(5,1 МГц)]/(3×10⁸ м/с)=255000 Гц,

F^lp₆=20[(1500,001333=√15²+2²)(5 кГц)(5,1 МГц)]/(3×10⁸ м/с)=255000,2266 Гц,

F^lp₇=20[(1500,00067=√15²+2)(5 кГц)(5,1 МГц)]/(3×10⁸ м/с)=255000,1139 Гц,

F^lp₈=20[(1500,00067=√15²+2)(5 кГц)(5,1 МГц)]/(3×10⁸ м/с)=255000,1139 Гц.

После чего вычисляют коэффициент K₂=1500/15=100 и две разности со знаком, т.е. Δ₃=F^lp₁-F^lp₂=-0,2266 и Δ₄=F^lp₃-F^lp₄=0, которые умножают на коэффициент K₂, т.е. K₂Δ₃=-22,566 и K₂Δ₄=+0, и получают два числа, величине и знаку которых соответствует величина и знак отклонения самолета от курса и глиссады (на 1 м выше глиссады и точно по курсу).

Пусть, между ППА1, ППА2, ППА3 и ППА4 и самолетом будет, соответственно, √1500²+9²=1500,027, √1500²+11²=1500,040, Е м. и Е м., т.е. самолет летит точно по курсу и выше на 10 м глиссады. Тогда фильтрами Ф9, Ф10, Ф11, Ф12 будут выделены и частотомерами Ч1, Ч2, Ч3, Ч4 вычислены, соответственно, частоты

F^lp₉=20[(1500,027 м)(5 кГц)(5,1 МГц)]/(3×10⁸ м/с)=255004,59 Гц,

F¹p₁₀=20[(1500,040 м)(5 кГц)(5,1 МГц)/(3×10⁸ м/с)=255006,8 Гц

и F¹p₁₁=F¹p₁₂

После чего вычисляют коэффициент K₃=1500,027/15=100 и две разности со знаком, т.е. Δ₅=F^lp₉-F^lp₁₀=-2,21 и Δ₆=F^lp₁₁-F^lp₁₂=0, которые умножают на коэффициент K₃, т.е. K₃Δ₅=-221 и K₃Δ₆=+0, и получают два числа, величине и знаку которых соответствует величина и знак отклонения самолета от курса и глиссады (точно по курсу и на 10 м выше глиссады, так как K₃Δ₅ больше K₂Δ₃ или K₁Δ₁ почти в 10 раз).

1. Способ определения направления и величины отклонения самолета от курса и глиссады, заключающийся в облучении самолета электромагнитной энергией, отличающийся тем, что самолет облучают четырьмя приемо-передающими антеннами ППА1, ППА2, ППА3, ППА4, установленными в начале взлетно-посадочной полосы (ВПП) аэродрома, в плоскости, перпендикулярной глиссаде, на окружности, на равном удалении по окружности друг от друга и от глиссады, с базовыми L расстояниями между диаметрально противоположными ППА1 и ППА2, устанавливаемыми перпендикулярно глиссаде, с базовыми L расстояниями между диаметрально противоположными ППА3 и ППА4, устанавливаемыми параллельно ВПП, которые излучают в сторону приближающегося к ВПП самолета четыре непрерывных сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразно линейно-спадающему закону, соответственно, НЛЧМ1, НЛЧМ2, НЛЧМ3 и НЛЧМ4 сигналы, с близкими частотами f₁, f₂, f₃ и f₄ соответственно у НЛЧМ1, НЛЧМ2, НЛЧМ3, НЛЧМ4 сигналов и одинаковыми у них частотой модуляции Fm и девиацией частоты dfm, которые после отражения от самолета принимаются, соответственно, ППА1, ППА2, ППА3, ППА4, и их перемножают с излучаемыми, соответственно, НЛЧМ1, НЛЧМ2, НЛЧМ3, НЛЧМ4 сигналами и выделяют сигналы с частотами, соответственно, Fpi=2DiFmdfm/C+2Vif₁/C, Fpj=2DjFmdfm/C+2Vif₂/C, Fpz=2DzFmdfm/C+2Vif₃/C, Fpx=2DxFmdfm/C+2Vif₄/C, где С - скорость света, Di, Dj, Dz и Dx - расстояния, соответственно, между ППА1, ППА2, ППА3, ППА4 и самолетом, приближающимся к аэродрому со скоростью Vi, которую определяют до получения сигналов с частотами Fpi, Fpj, Fpz и Fpx, которые далее перемножают, соответственно, с сформированными заранее сигналами с частотами 2Vif₁/C, 2Vif₂/C, 2Vif₃/C и 2Vif₄/C, и выделяют четыре сигнала с частотами F¹pi=2DiFmdfm/C, Fp¹j=DjFmdfm/C, F¹pz=2DzFmdfm/C, F¹px=DxFmdfm/C, a также вычисляют коэффициент Кi=Di/Dmin=CF¹pi/2FmdfmDmin, где Dmin - минимально возможное расстояние от ППА до самолета, когда еще есть необходимость в определении курса и глиссады, после чего вычисляют две разности со знаком, т.е. ±Δ₁=F¹pi-Fp¹j и ±Δ₂=F¹pz-F¹px, которые умножают на коэффициент Кi и получают два числа, т.е. ±Δ₁Кi и ±Δ₂Кi, величине и знаку которых соответствует величина и знак отклонения самолета от курса и глиссады.

2. Устройство определения направления и величины отклонения самолета от курса и глиссады, содержащее частотный радиолокатор, отличающееся тем, что частотный радиолокатор содержит последовательно соединенные генератор импульсов, счетчик импульсов, первый цифроаналоговый преобразователь (ЦАП1), первый генератор непрерывных сигналов (Г1), выход которого подключен к входам смесителей (СМ) СМ5, СМ6, СМ7 и СМ8, а выход Г2 через последовательно соединенные второй вход СМ5, пятый фильтр (Ф5), СМ1, Ф1 подключен к второму входу СМ9, выход Г3 через последовательно соединенные второй вход СМ6, Ф6, СМ2, Ф2 подключен к второму входу СМ10, выход Г4 через последовательно соединенные второй вход СМ7, Ф7, СМ3, Ф3 подключен к второму входу СМИ, выход Г5 через последовательно соединенные второй вход СМ8, Ф8, СМ4, Ф4 подключен к второму входу СМ12, а также выходы Ф5, Ф6, Ф7 и Ф8, соответственно, через усилители мощности (УМ) УМ1, УМ2, УМ3, УМ4 подключены к входам, соответственно, ППА1, ППА2, ППА3, ППА4, работающим на передачу, а входы ППА1, ППА2, ППА3, ППА4, работающие на прием, подключены к вторым входам, соответственно, СМ1, СМ2, СМ3, СМ4 и, кроме того, выход Ф1 подключен к входу определителя скорости посадки самолета, выходы которого подключены к входам ЦАП2, ЦАП3, ЦАП4 и ЦАП5, входы опорных напряжений которых подключены, соответственно, к выходам первого блока опорного напряжения (БОН1), БОН2, БОН3 и БОН4, выходы ЦАП2 через последовательно соединенные Г6, СМ9, Ф9, первый частотомер (Ч1) подключен к первой схеме вычитания и вычислителю коэффициента, выходы ЦАП3 через последовательно соединенные Г7, СМ10, Ф10, 42 подключен к второму входу первой схемы вычитания, выходы ЦАП4 через последовательно соединенные Г8, СМ11, Ф11, Ч3 подключен к второй схеме вычитания, выходы ЦАП5 через последовательно соединенные Г9, СМ12, Ф12, Ч4 подключен к второму входу второй схемы вычитания, выходы первой и второй схем вычитания, соответственно, через первую и вторую схемы умножения подключены к первой и второй выходным шинам, а вторые входы первой и второй схем умножения подключены к выходу вычислителя коэффициента.

Сетевая автоматизированная система передачи радиолокационной информации (САСП РЛИ) предназначена для передачи радиолокационной информации (РЛИ) от источников потребителям РЛИ с минимальными задержками на передачу и обработку РЛИ.

Способ управления летательным аппаратом при заходе на посадку // 2496131

Изобретение предназначено для применения в области авиационного приборостроения, в частности в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов (ЛА). Технический результат - повышение надежности и безопасности совершения посадки ЛА, увеличение точности формирования заданной траектории посадки.

Устройство для обнаружения транспортного средства на полосе аэропорта // 2470322

Изобретение относится к устройству (10) для обнаружения транспортного средства, в частности воздушного судна (А), на полосе (R) аэропорта, в особенности на взлетно-посадочной полосе, рулежной дорожке или месте стоянки воздушных судов, причем данное устройство (10) содержит, по меньшей мере, один радиолокационный датчик (11), установленный в районе полосы (R) и выполненный с возможностью испускать радиолокационный луч для сканирования пространственной зоны (Е) обнаружения.

Способ обработки радиолокационной информации в сетевой информационной структуре автоматизированной системы управления // 2461843

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано в автоматизированных системах управления, построенных на принципах сетевой информационной структуры, в части, касающейся обработки радиолокационной информации (РЛИ) от источников - радиолокационных станций (РЛС) и передачи ее потребителям - зенитно-ракетным комплексам и системам.

Способ определения защитного предела вокруг местоположения движущегося тела, вычисленного по спутниковым сигналам // 2389042

Способ радиотехнического мониторинга находящихся в пути автомобилей // 2388011

Изобретение относится к активной радиолокации и радионавигации. .

Способ посадки летательных аппаратов с использованием спутниковой навигационной системы и система посадки на его основе // 2371737

Изобретение относится к области навигации летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано при осуществлении посадки ЛА. .

Способ формирования сигналов управления в моноимпульсных головках самонаведения // 2303806

Изобретение относится к устанавливаемым на ракетах головкам самонаведения с моноимпульсными пеленгаторами. .

Способ управления воздушным движением и система его реализующая // 2280265

Изобретение относится к системам обнаружения, сопровождения и распределения воздушных целей в радиолокационных комплексах наземного и/или морского базирования и может использоваться в системах противовоздушной обороны при защите наземных объектов от воздушного нападения.

Высотомер летательного аппарата // 2253880

Способ третичной обработки радиолокационной информации в вычислительной системе пункта управления // 2561950

Изобретение относится к области обработки радиолокационной информации (РЛИ) и предназначено для формирования обобщенной картины воздушной обстановки, складывающейся в зоне ответственности пункта управления зенитного комплекса, по информации, поступающей от нескольких источников РЛИ. Достигаемый технический результат - повышение точности отождествления РЛИ. Указанный результат достигается за счет того, что способ третичной обработки РЛИ в вычислительной системе пункта управления состоит из следующих этапов: прием сообщений от источников РЛИ; приведение сообщений к единому времени и в единую систему координат; отождествление поступивших от источников сообщений и формирование обобщенной картины воздушной обстановки; распознавание ложной информации при поступлении РЛИ от двух и более источников с одинаковыми техническими характеристиками. 2 ил.

Высотомер летательного аппарата // 2565608

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для определения малых высот полета летательного аппарата. Достигаемый технический результат - расширение диапазона измеряемых высот летательного аппарата. Указанный результат достигается тем, что в высотомер введены RS триггер и в каждом блоке измерения наклонной дальности второй ключ, выходом соединенный с управляющим входом светочувствительного прибора с зарядовой связью блока измерения наклонной дальности, причем информационный вход второго ключа служит первым входом блока измерения наклонной дальности, вторым входом которого служит управляющий вход ключа, третьим входом блока измерения наклонной дальности служит вход блока питания, выполненного управляемым, а вторым выходом каждого блока измерения наклонной дальности служит выход счетчика импульсов, причем R вход RS триггера соединен с вторым выходом первого блока измерения наклонной дальности, a S вход RS триггера подключен к второму выходу второго блока измерения наклонной дальности, третий вход которого соединен параллельно с R выходом RS триггера с вторым входом первого блока измерения наклонной дальности, третий вход которого присоединен параллельно с S входом RS триггера к второму входу второго блока измерения наклонной дальности. 2 ил.

Способ и устройство для обнаружения вращающегося колеса // 2577516

Изобретение относится к способу и устройству обнаружения вращающегося колеса транспортного средства, которое движется по проезжей части в направлении движения и колеса которого, по меньшей мере, частично открыты сбоку. Техническим результатом является повышение надежности обнаружения вращающегося колеса транспортного средства. Предложен способ обнаружения вращающегося колеса (4) транспортного средства (1), которое движется по проезжей части (2) в направлении движения (3) и колеса (4) которого, по меньшей мере, частично открыты сбоку, включающий этапы: отправку электромагнитного измерительного луча (9) с известной временной характеристикой его частоты на первую область над проезжей частью (2) в направлении наискось к вертикали (V) и перпендикулярно или наискось к направлению движения (3), прием отраженного измерительного луча (9) и запись временной характеристики его частот по отношению к известной характеристике в качестве характеристики (20) смеси принятых частот и обнаружение непрерывно возрастающей или убывающей в течение отрезка времени полосы (22) частот в характеристике (20) смеси принятых частот в качестве колеса (4). 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 9 ил.

Способ и устройство детектирования колес // 2580947

Изобретение относится к способу и устройству детектирования (обнаружения) вращающегося колеса транспортного средства, которое движется по проезжей части в направлении движения, и колеса которого, по меньшей мере, частично открыты сбоку. Техническим результатом является повышение надежности детектирования вращающегося колеса транспортного средства. Предложен способ детектирования колес (4) транспортного средства (1), которое передвигается по дороге (2) в направлении (3) движения и колеса (4) которого, по меньшей мере, частично открыты сбоку, включающий: излучение электромагнитного излучения лепестка (15) диаграммы направленности измерительного пучка с известной временной характеристикой частоты от области сбоку дороги (2) на область дороги (2) и с наклоном по отношению к направлению (3) движения; прием лепестка (15) диаграммы направленности измерительного пучка, отраженного проходящим транспортным средством (1), и запись временной характеристики (F) всех частот отраженного излучения относительно указанной известной характеристики; и обнаружение в качестве колеса уширения (A2) частоты в записанной характеристике (F), появляющегося во время прохода (Тр) транспортного средства, причем уширения, превышающего заданную величину (S) уширения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Способ автономной навигации летательных аппаратов // 2598000

Изобретение относится к области радиолокационной техники и может быть использовано при построении радиолокационных рельефометрических систем, предназначенных для определения местоположения летательных аппаратов (ЛА) с использованием радиоволн. Достигаемый технический результат изобретения - повышение скрытности и быстродействия способа навигации летательных аппаратов, а также точности определения местоположения летательного аппарата при движении над мерным участком. В способе автономной навигации ЛА, включающем определение наклонной дальности ЛА до земной поверхности, заключающемся в излучении радиоволн в виде нескольких лучей и последующем приеме отраженных радиоволн по этим лучам, радиоволны излучают одновременно на одной несущей частоте в виде последовательностей радиоимпульсов, начальные фазы которых модулированы М-последовательностями, ортогональными друг другу. Отраженные радиоволны разделяют по лучам и определяют наклонные дальности летательного аппарата до земной поверхности корреляционным способом с использованием модулирующих М-последовательностей в качестве опорных функций или способом согласованной фильтрации с использованием в качестве весовых коэффициентов кодов, формирующих модулирующие М-последовательности. 10 ил.

Способ устранения несоответствия динамичности подсистем в составе сложных технических систем и система обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели // 2617870

Изобретение относится к системам управления. Способ формирования сигнала управления для сопровождения цели заключается в том, что сигнал управления формируется по закону на основе динамических матриц внутренних связей систем, обобщенного вектора состояния системы и вектора сигналов управления. Сигнал управления состоит из взвешенной суммы фазовых координат и их производных, входящих в сигнал управления с пропорциональными коэффициентами, зависящими от несоответствия динамических свойств динамических матриц внутренних связей систем. Система формирования сигнала управления для инерционного пеленгатора включает измеритель, фильтр, усилитель, сумматор, управляющий элемент. Дополнительно введены усилители с коэффициентами, зависящими от разности матриц и фильтры высоких производных отслеживаемых координат. Значения несоответствия по производным поступают на вход сумматора. Улучшаются показатели эффективности системы. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Способ детектирования колеса транспортного средства // 2631132

Изобретение относится к способу детектирования вращающегося колеса транспортного средства. Предложен способ детектирования вращающегося колеса (1) транспортного средства (2), характеризующийся тем, что детектируют колесо (1) путем оценки допплеровского сдвига частоты отраженного колесом (1) и возвращенного с допплеровским сдвигом измерительного луча (6), испускаемого детекторным блоком (5), мимо которого проходит указанное транспортное средство (2). В относительном положении (R), относительно колеса (1), транспортное средство (2) содержит бортовое устройство (15), способное устанавливать радиосвязь (23) с приемопередатчиком (24), установленным в известном положении (L) в детекторном блоке. Способ включает: измерение направления (δ) и расстояния (z) до бортового устройства (15) от приемопередатчика (24) посредством радиосвязи (23) между указанными устройствами и управление направлением излучения (δ, β, γ) или положением (A) излучения измерительного луча (6) в соответствии с измеренными направлением (δ) и расстоянием (z) и с учетом вышеуказанных относительного положения (R) и положения (L). Относительное положение (R) сохраняют в бортовом устройстве (15) и считывают из бортового устройства (15) с помощью радиосвязи (23) для учета при вышеуказанном управлении. Достигается создание усовершенствованного способа детектирования колес, основанного на допплеровских измерениях. 14 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Способ сетевой обработки информации в автоматизированной системе обработки и обмена радиолокационной информацией // 2645154

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано в автоматизированных системах управления, построенных на принципах сетевой информационной структуры, в части, касающейся передачи и обмена радиолокационной информацией (РЛИ), в автоматизированной системе обработки и обмена радиолокационной информацией (АСОО РЛИ). Достигаемый технический результат - сокращение времени прохождения РЛИ в сети системы за счет удаления неактуальной, поврежденной, нежелательной информации, а также исключения передачи повторной информации, а также - улучшение показателей качества информации и снижение требований к пропускной способности линий связи вследствие повышения скорости обработки РЛИ на серверах. Указанные технические результаты достигаются за счет того, что источники РЛИ выдают через шлюзы телекодовой информации на серверы всю РЛИ по мере ее поступления, серверы обрабатывают поступающую РЛИ, потребители получают РЛИ по заявкам, предварительно сообщая на серверы, какую информацию они хотели бы получить, а в случае отсутствия затребованной информации, серверы получают ее из компьютерной сети от других серверов и выдают потребителям, при этом производится первичная маршрутизация данных и их фильтрация по критериям времени жизни в сети и адреса источника, после чего реализуются дополнительные алгоритмы фильтрации и маршрутизации РЛИ. При этом узлы сети объединяют в виртуальную одноранговую сеть. 1 ил.