RU2282230C1 - System for stabilizing and controlling antenna aiming line - Google Patents
System for stabilizing and controlling antenna aiming line Download PDFInfo
- Publication number
- RU2282230C1 RU2282230C1 RU2004138264/28A RU2004138264A RU2282230C1 RU 2282230 C1 RU2282230 C1 RU 2282230C1 RU 2004138264/28 A RU2004138264/28 A RU 2004138264/28A RU 2004138264 A RU2004138264 A RU 2004138264A RU 2282230 C1 RU2282230 C1 RU 2282230C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- antenna
- drive
- stabilization
- mirror
- pos
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области систем стабилизации и управления оси визирования двух зеркальной антенной системы, работающей на качающемся основании летательного аппарата.The present invention relates to the field of stabilization and control systems for the axis of sight of two mirror antenna systems operating on a swinging base of an aircraft.
Известна РЛС [1], работающая на борту летательного аппарата в режиме поиска и захвата цели по углу. Для исключения влияния качек летательного аппарата на поиск, сопровождение и измерение координат целей применяется гиростабилизация антенной системы. Управление лучом антенны производится системой управления поиска по сигналам датчика углов или сигналам ошибки, выдаваемым пеленгатором в связанной системе координат, через двигатели поворота. Предполагается, что стабилизация линии визирования производится путем поворота всей антенной системы, а не ее частей.Known radar [1], operating on board an aircraft in search and capture targets on the corner. To exclude the influence of the qualities of the aircraft on the search, tracking and measurement of the coordinates of targets, gyro stabilization of the antenna system is used. The antenna beam is controlled by the search control system according to the signals of the angle sensor or error signals issued by the direction finder in the associated coordinate system through the rotation motors. It is assumed that the stabilization of the line of sight is done by turning the entire antenna system, and not its parts.
Недостатком данной системы стабилизации и управления линией визирования является повышенный расход мощности на привод гиростабилизатора и, соответственно, его относительно большие габаритно-массовые характеристики, так как регулируется положение всей антенной системы, а не ее частей. Данная система не желательна в условиях, когда имеются ограничения на мощность и габаритно-массовые характеристики гиростабилизатора и имеется возможность регулирования положения линии визирования антенны изменением положения легкого подвижного зеркала относительно неподвижного, жестко связанного с шасси летательного аппарата.The disadvantage of this system of stabilization and control of the line of sight is the increased power consumption for the drive of the gyrostabilizer and, accordingly, its relatively large overall-mass characteristics, since the position of the entire antenna system, and not its parts, is regulated. This system is not desirable in conditions where there are restrictions on the power and overall mass characteristics of the gyrostabilizer and it is possible to regulate the position of the line of sight of the antenna by changing the position of the light moving mirror relative to a stationary, rigidly connected to the aircraft chassis.
В другой известной наблюдательной системе [2] положение оси визирования пеленгатора стабилизируется и управляется через гиростабилизатор, в который входят гироскопический датчик угла и привод блока наведения, на платформе которого находятся и пеленгатор, и гироскопический датчик угла. Качки и пространственные эволюции подвижного носителя системы в режиме поиска цели или стабилизации направления оси визирования отрабатываются приводом блока наведения по сигналу ошибки, вырабатываемому гироскопическим датчиком угла. Начальное положение измерительной оси гироскопического датчика углов на стабилизируемое направление устанавливается по внешним управляющим сигналам. При переходе в режим автосопровождения по углу по сигналу ошибки, вырабатываемому пеленгатором, или при задании требуемого направления от источника внешнего управления учитывается, что привод блока наведения и стабилизации и гироскопический датчик угла работают в разных системах координат (стабилизационной и инструментальной). Поэтому для сопряжения внешних управляющих сигналов, сигналов ошибки, вырабатываемых гироскопическим датчиком углов или пеленгатором, с приводом блока наведения и стабилизации используются преобразователи координат, учитывающие текущие углы крена, тангажа и рысканья носителя.In another known observational system [2], the position of the direction-finding axis of the direction finder is stabilized and controlled through the gyrostabilizer, which includes the gyroscopic angle sensor and the drive of the guidance unit, on the platform of which both the direction finder and the gyroscopic angle sensor are located. The pitching and spatial evolution of the moving carrier of the system in the search mode of the target or stabilization of the direction of the axis of sight are worked out by the drive of the guidance unit according to the error signal generated by the gyroscopic angle sensor. The initial position of the measuring axis of the gyroscopic angle sensor in a stabilized direction is set by external control signals. When switching to auto-tracking mode by the angle by the error signal generated by the direction finder, or when setting the required direction from the external control source, it is taken into account that the drive of the guidance and stabilization unit and the gyroscopic angle sensor work in different coordinate systems (stabilization and instrumental). Therefore, to interface external control signals, error signals generated by the gyroscopic angle sensor or direction finder, with the drive of the guidance and stabilization unit, coordinate converters are used that take into account the current roll angles, pitch and yaw of the carrier.
Данная наблюдательная система регулирует положение оси визирования пеленгатора путем углового перемещения всего пеленгатора, условно состоящего из антенной системы и приемопередатчика. При работе в СВЧ диапазоне и больших габаритно-массовых характеристиках приемопередающей системы изменение направления линии визирования пеленгатора производится путем угловых перемещений его антенной системы, связи которой с приемопередающим трактом осуществляются через сложную конструкцию вращающихся сочленений. Данная система не учитывает возможность управления и стабилизации линии визирования двухзеркальной антенны, у которой управляемым элементом является подвижное зеркало, а связи с приемопередатчиком выполнены без подвижных элементов. Очевидно, что стабилизация положения подвижного зеркала антенны при не стабилизированном неподвижном параболическом зеркале и облучателе без учета изменений положения носителя для стабилизации линии визирования является недостаточной.This observational system regulates the position of the axis of direction of the direction finder by angular displacement of the entire direction finder, conventionally consisting of an antenna system and a transceiver. When working in the microwave range and large overall mass characteristics of the transceiver system, the direction of the direction finder line of sight is changed by angular movements of its antenna system, which is connected to the transceiver path through the complex design of rotating joints. This system does not take into account the possibility of controlling and stabilizing the line of sight of a two-mirror antenna, in which the controlled element is a movable mirror, and communications with the transceiver are made without moving elements. It is obvious that stabilization of the position of the movable mirror of the antenna with an unstabilized fixed parabolic mirror and irradiator without taking into account changes in the position of the carrier to stabilize the line of sight is insufficient.
В качестве прототипа системы стабилизации и управления линией визирования антенны выбран гиростабилизированный привод антенной системы [3], в котором антенна РЛС устанавливается на стабилизированную платформу, входящую в состав гиростабилизатора, на которой, кроме того, установлены гироскоп, привод и датчики углов. Положение платформы через привод регулируется в заданном направлении. Датчиком сигнала ошибки положения оси платформы, относительно стабилизируемого направления является гироскоп, сигнал которого через контур стабилизации подается на привод. Угловое положение оси платформы в связанной системе координат измеряется датчиком углов, выходные сигналы которого через контур стабилизации выдаются потребителю. Начальное положение измерительной оси гироскопа и управление ее положением производится по внешним сигналам, поступающим через контур стабилизации на управляющий вход гироскопа.A gyrostabilized antenna system drive [3], in which the radar antenna is mounted on a stabilized platform, which is part of the gyrostabilizer, on which, in addition, a gyroscope, a drive, and angle sensors, is selected as a prototype of the stabilization system and control the line of sight of the antenna. The position of the platform through the drive is adjustable in a given direction. The sensor of the error signal of the position of the platform axis relative to the stabilized direction is a gyroscope, whose signal is fed through the stabilization circuit to the drive. The angular position of the platform axis in the associated coordinate system is measured by an angle sensor, the output signals of which are issued to the consumer through the stabilization circuit. The initial position of the measuring axis of the gyroscope and its position are controlled by external signals supplied through the stabilization circuit to the control input of the gyroscope.
Недостатком гиростабилизированного привода антенной системы-прототипа, как и систем [1] и [2], является то, что он осуществляет стабилизацию и управление линией визирования путем перемещения всей антенной системы, при этом связи антенны с приемопередатчиком осуществляются либо через сложную конструкцию вращающихся сочленений, либо через гибкие волноводы или кабели. При этом требуемая мощность гиростабилизированного привода, масса и габариты с соответствующим весом пропорциональны массе стабилизируемой антенны.The disadvantage of the gyrostabilized drive of the prototype antenna system, as well as systems [1] and [2], is that it stabilizes and controls the line of sight by moving the entire antenna system, while the antenna communicates with the transceiver either through a complex design of rotating joints, either through flexible waveguides or cables. In this case, the required power of the gyrostabilized drive, the mass and dimensions with the corresponding weight are proportional to the mass of the stabilized antenna.
Технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение стабилизации и управления линией визирования двух зеркальной антенны с одновременным снижением требований к мощности, габаритно-массовым характеристикам гиростабилизированного привода и частоте обновления данных о угловом положении носителя.The technical task of the invention is to provide stabilization and control of the line of sight of two mirror antennas while reducing power requirements, mass-dimensional characteristics of the gyrostabilized drive and the frequency of updating data on the angular position of the carrier.
Поставленная цель достигается тем, что система стабилизации и управления линией визирования антенны содержит гиростабилизированный привод и антенну, отличается тем, что в нее добавлены вычислитель и инерциальная навигационная система, причем антенной является двух зеркальная антенная система, подвижное зеркало которой размещено на платформе гиростабилизированного привода, а неподвижное зеркало и облучатель жестко связаны с шасси летательного аппарата, выход гиростабилизированного привода соединен с первым входом вычислителя, выход которого соединен с входом гиростабилизированного привода, выход инерциальной навигационной системы соединен с вторым входом вычислителя.This goal is achieved in that the stabilization and control system of the line of sight of the antenna contains a gyro-stabilized drive and antenna, characterized in that a calculator and an inertial navigation system are added to it, moreover, the antenna is a two-mirror antenna system, the moving mirror of which is located on the platform of the gyro-stabilized drive, and a fixed mirror and an irradiator are rigidly connected to the chassis of the aircraft, the output of the gyrostabilized drive is connected to the first input of the calculator, the output for which it is connected to the input of the gyrostabilized drive, the output of the inertial navigation system is connected to the second input of the calculator.
Сущность изобретения поясняется дальнейшим описанием и чертежами системы, на которых представлены:The invention is illustrated by a further description and drawings of the system, which presents:
фиг.1 - структурная схема системы стабилизации и управления линией визирования двух зеркальной антенны РЛС;figure 1 is a structural diagram of a stabilization system and control the line of sight of two mirror radar antennas;
фиг.2 - алгоритм работы вычислителя 3;figure 2 - the algorithm of the calculator 3;
фиг.3 - алгоритм расчета требуемых угловых скоростей платформы гиростабилизатора 2.figure 3 is an algorithm for calculating the required angular velocities of the gyro stabilizer platform 2.
На фиг.1 приняты следующие обозначения:In figure 1, the following notation:
1 - двух зеркальная антенна РЛС (А),1 - two mirror radar antenna (A),
2 - гиростабилизированный привод (ГС),2 - gyrostabilized drive (GS),
3 - вычислитель (ВУ),3 - computer (WU),
4 - инерциальная навигационная система (ИНС),4 - inertial navigation system (ANN),
5 - неподвижное параболическое зеркало,5 - fixed parabolic mirror,
6 - рупорный облучатель,6 - horn feed
7 - подвижное зеркало.7 - a movable mirror.
На фиг.1 подвижное зеркало 7 двухзеркальной антенны 1 размещено на платформе гиростабилизированного привода 2, выход гиростабилизированного привода 2 соединен с первым входом вычислителя 3, выход которого соединен с входом гиростабилизированного привода 2, выход инерциальной навигационной системы 4 соединен с вторым входом вычислителя 3, неподвижное зеркало 5 и облучатель 6 двухзеркальной антенны 1 жестко связаны с шасси летательного аппарата.In Fig. 1, the movable mirror 7 of the two-
В качестве двухзеркальной антенны 1 с подвижным зеркалом 7, используемым для управления положением оси визирования, может быть использована антенна, описанная в [4, с.82, рис.2-7].As a two-
Вычислитель 3 может быть построен на базе цифрового процессора, работа которого состоит в последовательном решении задач, представленных соответствующими алгоритмами.Calculator 3 can be built on the basis of a digital processor, the work of which consists in the sequential solution of tasks represented by the corresponding algorithms.
Работа системы (фиг.1) координируется вычислителем 3 в соответствии с алгоритмом (фиг.2) и осуществляется следующим образом.The operation of the system (figure 1) is coordinated by the calculator 3 in accordance with the algorithm (figure 2) and is carried out as follows.
Вычислитель 3 принимает с РЛС исходные данные (поз.8 фиг.2), содержащие требуемое угловое положение линии визирования в инерциальной системе координат (β,ε) и угловые скорости сканирования (ωβo и ωεo) в этой же системе по азимуту и углу места. В частности, при стабилизации требуемого направления задаваемые ωβo=ωεo=0. Далее производится установка кода счетчика циклов i в исходное состояние i=0 (поз.9 фиг.2) и формирование требуемых угловых скоростей платформы гиростабилизированного привода 2 (поз.10 фиг.2), включающее прием текущих данных о угловом положении ЛА в инерциальной системе координат (крен γ, тангаж θ, рысканье φ) с инерциальной навигационной системы 4 и текущих данных (βсз, εсз) о угловой ориентации подвижного зеркала 7 с гиростабилизированного привода 2 в связанной системе координат.Calculator 3 receives from the radar source data (pos. 8 of Fig. 2) containing the required angular position of the line of sight in the inertial coordinate system (β, ε) and angular scan speeds (ω βo and ω εo ) in the same system in azimuth and angle places. In particular, when stabilizing the required direction, the given ω βo = ω εo = 0. Next, the code of the cycle counter i is set to the initial state i = 0 (pos. 9 of Fig. 2) and the formation of the required angular velocities of the platform of the gyrostabilized drive 2 (pos. 10 of Fig. 2), including the reception of current data on the angular position of the aircraft in the inertial system coordinates (roll γ, pitch θ, yaw φ) from the inertial navigation system 4 and current data (β sz , ε sz ) on the angular orientation of the movable mirror 7 from the gyro-stabilized drive 2 in the associated coordinate system.
Алгоритм операций поз.10 приведен на фиг.3 и состоит в следующем. Если с инерциальной навигационной системы 4 на вычислитель 3 приходят новые текущие данные (γ,θ,φ) о угловом положении ЛА (поз.15 фиг.3), то производятся обнуление счетчика циклов i=0 (поз.16 фиг.3) и запись (γi,θi,φi)=(γ,θ,φ) (поз.18 фиг.3). После приема (βс3, εc3) данных о ориентации подвижного зеркала 7 производится запись (βсзi, εсзi)=(Рсз, εсз) (поз.22 фиг.3) и переход к операции 23. Если код счетчика циклов i=0, производится расчет координат визируемого направления в связанной системе координат (поз.25 фиг.3):The operation algorithm pos.10 is shown in figure 3 and consists in the following. If new current data (γ, θ, φ) about the angular position of the aircraft (pos. 15 of Fig. 3) comes from the inertial navigation system 4 to the calculator 3, then the cycle counter i = 0 (pos. 16 of Fig. 3) is zeroed and record (γ i , θ i , φ i ) = (γ, θ, φ) (item 18 of Fig. 3). Upon receiving (β c3, ε c3) of the orientation data of the movable mirror 7 is made entry (β szi, ε szi) = (P cs, ε cs) (poz.22 3) and proceeds to
(βcai, εcai)=(2βсзi, 2εсзi).(β cai , ε cai ) = (2β сзi , 2ε сзi ).
После этого рассчитываются экстраполированные координаты визируемого направления в инерциальной системе координат (βнаi, εнаi) (поз.26 фиг.3) по известной связи:After that, the extrapolated coordinates of the sighted direction are calculated in the inertial coordinate system (β oni , ε oni ) ( pos . 26 of figure 3) by the known connection:
(βнаi, εнаi)=f1(βcai,εcai,γi,θi,φi).(β on i , ε on i ) = f 1 (β cai , ε cai , γ i , θ i , φ i ).
Значения сигналов (ωβi, ωεi), управляющих угловыми скоростями платформы гиростабилизированного привода 2, по координатам (βнаi,εнаi) рассчитываются (поз.27 фиг.3) в соответствии с выражениями:The values of the signals (ω βi , ω εi ) that control the angular velocities of the platform of the gyrostabilized drive 2, according to the coordinates (β on i , ε on i ), are calculated (pos. 27 of figure 3) in accordance with the expressions:
ωβi=kωωβo+kδ(βнаi-β),ω βi = k ω ω βo + k δ (β on i -β),
ωεi=kωωεo+kδ(εнаi-ε),ω εi = k ω ω εo + k δ (ε on i -ε),
где kω и kδ - коэффициенты передачи по формированию выходных управляющих сигналов.where k ω and k δ are the transmission coefficients for the formation of the output control signals.
При не обновленных данных о угловом положении ЛА (поз.15 фиг.3) производится увеличение кода счетчика циклов i на единицу (поз.17 фиг.3), расчет ожидаемого изменения угловой ориентации подвижного зеркала 7 (δβ,δε) в связанной системе координат (поз.19 фиг.3) за время между считываниями координат подвижного зеркала δt:If the data on the angular position of the aircraft (pos. 15 of Fig. 3) are not updated, the code of the cycle counter i is increased by one (pos. 17 of Fig. 3), the expected change in the angular orientation of the movable mirror 7 (δβ, δε) in the associated coordinate system is calculated (pos.19 figure 3) during the time between readings of the coordinates of the moving mirror δt:
(δβ,δε)=(ωβiδt, ωεiδt).(δβ, δε) = (ω βi δt, ω εi δt).
После этого вычисляется экстраполированное значение координат подвижного зеркала, отнесенное к текущему моменту времени ti в связанной системе координат (поз.20 фиг.3):After that, the extrapolated value of the coordinates of the moving mirror is calculated, related to the current time t i in the associated coordinate system (pos.20 figure 3):
(βсзi,εсзi)=(βсз(i-1)+δβ, εсз(i-1)+δε)(β szi , ε szi ) = (β sz (i-1) + δβ, ε sz (i-1) + δε)
и пересчет их в инерциальную по известной функциональной связи (поз.21 фиг.3):and recounting them inertial according to the known functional connection (pos.21 figure 3):
(βнзi, εнзi)=f1(βсзi,εсзi,γi,θi,φi).(β nzi , ε nzi ) = f 1 (β szi , ε szi , γ i , θ i , φ i ).
После очередного приема данных о положении подвижного зеркала 7 с гиростабилизированного привода 2 (поз.22 фиг.3) и проверки, что i≠0 (поз.23 фиг.3) производится расчет уходов углов ориентации осей ЛА (δθ, δφ) на интервале от ti-1 до ti и вычисление экстраполированных углов рысканья θi, и тангажа φi в инерциальной системе координат (поз.24 фиг.2):After the next reception of data on the position of the movable mirror 7 from the gyrostabilized drive 2 (pos. 22 of Fig. 3) and verification that i ≠ 0 (pos. 23 of Fig. 3), the departures of the orientation angles of the aircraft axes (δθ, δφ) are calculated in the interval from t i-1 to t i and the calculation of the extrapolated yaw angles θ i , and the pitch φ i in the inertial coordinate system (
(δθ,δφ)=f2(βсзi, εсзi, βнзi, ωнзi, γi-1, θi-1, φi-1),(δθ, δφ) = f 2 (β сзi , ε сзi , β нзi , ω нзi , γ i-1 , θ i-1 , φ i-1 ),
(γi,θi,φi)=(γi-1, θi-1+δθ, φi-1+δφ).(γ i , θ i , φ i ) = (γ i-1 , θ i-1 + δθ, φ i-1 + δφ).
Далее с учетом текущих координат (βсзi, εсзi) и эстраполированных (γi,θi,φi) последовательно находят текущие координаты визируемого направления в связанной системе координат (поз.25 фиг.3), экстраполированные значения (βнаi, εнаi) (поз.26 фиг.3), требуемые сигналы управления угловыми скоростями платформы (ωβi, ωεi) по выражениям, приведенным выше, и выдачи их на гиростабилизированный привод 2 (поз.27 фиг.3).Then, taking into account the current coordinates (β szi , ε szi ) and estrapolated (γ i , θ i , φ i ), the current coordinates of the sighted direction are sequentially found in the associated coordinate system (
Процесс расчетов и выдачи (ωβi, ωεi) в гиростабилизированный привод 2 (поз.10 и 11 фиг.2) циклически повторяется пока координаты оси визирования антенны (βнаi, εнаi) не станут равны заданным (β, ε) (поз.11 фиг.2). При достижении линией визирования антенны требуемого положения (β, ε) вычислитель 3 выдает на РЛС сообщение о выполнении его команды, запрашивает новые данные и прекращает сканирование установкой ωβо=ωεо=0 (поз.12 фиг.2). Если с РЛС пришло сообщение о изменении исходных данных, производится переход на поз.8 и работа в новом цикле поз.8...13. Если новых исходных данных на вычислитель 3 не поступило производится переход с операции поз.13 на операцию поз.14 с проверкой указания о продолжении работы. При наличии указания «Продолжить» (поз.14 фиг.2) производится переход в режим стабилизации оси визирования на заданном направлении (β, ε) при ωβо=ωεо=0 (поз.10...14 фиг.2). Если команды «Продолжить» нет, вычислитель 3 заканчивает работу системы (поз.14 фиг.2).The process of calculation and delivery (ω βi , ω εi ) to the gyro-stabilized drive 2 (pos. 10 and 11 of Fig. 2) is cyclically repeated until the coordinates of the axis of sight of the antenna (β on i , ε on i ) become equal to the specified (β, ε) (pos .11 figure 2). When the antenna line of sight reaches the desired position (β, ε), the calculator 3 issues a message on the radar about the execution of its command, requests new data and stops scanning by setting ω βо = ω εо = 0 ( item 12 of figure 2). If a message has been received from the radar about a change in the initial data, a transition is made to pos. 8 and work in a new cycle pos. 8 ... 13. If no new input data has been received by the calculator 3, a transition is made from operation pos. 13 to operation pos. 14 with verification of the indication of continued operation. If there is an instruction “Continue” (pos. 14 of Fig. 2), a transition to the stabilization mode of the axis of sight in a given direction (β, ε) occurs at ω βо = ω εо = 0 (pos. 10 ... 14 of Fig. 2). If there is no “Continue" command, the calculator 3 terminates the system operation (pos. 14 of FIG. 2).
Технический эффект в использовании предлагаемой системы состоит в обеспечении управления и стабилизации положения оси визирования двухзеркальной антенны при работе на качающемся основании за счет управления положением легкого подвижного зеркала, а не всей антенной системы, обеспечивая точность, сравнимую с точностью стабилизации, обеспечиваемой системой стабилизации прототипа. Необходимо отметить, что точность стабилизации несущественно снижается при низком темпе обновления данных о угловых эволюциях носителя за счет экстраполяции данных инерциальной навигационной системы, выполняемой вычислителем.The technical effect in using the proposed system is to provide control and stabilization of the position of the axis of view of the two-mirror antenna when working on a swinging base by controlling the position of a light moving mirror, and not the entire antenna system, providing accuracy comparable to the stabilization accuracy provided by the prototype stabilization system. It should be noted that the stabilization accuracy decreases insignificantly at a low rate of updating the data on the angular evolution of the carrier due to extrapolation of the inertial navigation system data performed by the calculator.
Помимо снижения требований к мощности потребления и габаритно-массовым характеристикам гиростабилизированного привода, в предлагаемой системе упрощается связь входов-выходов антенны с приемопередающим трактом. В частности, не требуется применение гибких волноводов или вращающихся соединений, что обеспечивает стабильность параметров фидера (фидеров), соединяющих антенну с приемопередатчиком, при всех положениях визируемого направления в широком диапазоне рабочих частот.In addition to reducing the requirements for power consumption and overall mass characteristics of the gyrostabilized drive, the proposed system simplifies the connection of the antenna inputs and outputs with a transceiver path. In particular, the use of flexible waveguides or rotating connections is not required, which ensures the stability of the parameters of the feeder (s) connecting the antenna to the transceiver at all positions of the sighted direction in a wide range of operating frequencies.
На основании приведенного описания и чертежей предлагаемая система может быть изготовлена на базе известных комплектующих изделий, известного в радиоэлектронной промышленности технологического оборудования и использована для управления и стабилизации линии визирования двухзеркальной антенны РЛС, работающей на борту летательного аппарата.Based on the above description and drawings, the proposed system can be manufactured on the basis of well-known components, known in the electronic industry of technological equipment and used to control and stabilize the line of sight of a two-mirror radar antenna operating on board an aircraft.
ЛИТЕРАТУРАLITERATURE
1. В.В.Васин и др. Радиолокационные устройства. - М.: Советское Радио, 1970 г. (с.570, рис.21.12).1. VVVasin and others. Radar devices. - M .: Soviet Radio, 1970 (p. 570, fig. 21.12).
2. Патент России 2211473 от 27.08.2003, кл. G 05 D 3/12. Следящая наблюдательная система.2. Patent of Russia 2211473 dated 08/27/2003, cl. G 05 D 3/12. Tracking Observing System.
3. Гиростабилизированный привод антенной системы ГС-26. ИСМЯ 402113.022 РЭ. ОАО АНПП «Темп-Авиа».3. Gyrostabilized drive of the GS-26 antenna system. ISMYA 402113.022 RE. JSC ANPP Temp-Avia.
4. М.С.Жук, Ю.Б.Молочков. Проектирование линзовых, сканирующих широкополостных антенн и фидерных устройств. - М.: Энергия, 1973 г. (с.82, рис.2-7).4. M.S. Zhuk, Yu.B. Molochkov. Design of lens scanning broadband antennas and feeder devices. - M.: Energy, 1973 (p. 82, Fig. 2-7).
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004138264/28A RU2282230C1 (en) | 2004-12-27 | 2004-12-27 | System for stabilizing and controlling antenna aiming line |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004138264/28A RU2282230C1 (en) | 2004-12-27 | 2004-12-27 | System for stabilizing and controlling antenna aiming line |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004138264A RU2004138264A (en) | 2006-06-10 |
| RU2282230C1 true RU2282230C1 (en) | 2006-08-20 |
Family
ID=36712394
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004138264/28A RU2282230C1 (en) | 2004-12-27 | 2004-12-27 | System for stabilizing and controlling antenna aiming line |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2282230C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2461799C1 (en) * | 2011-04-08 | 2012-09-20 | Открытое акционерное общество "Специальное конструкторское бюро приборостроения и автоматики" | System for stabilising line of sight |
| RU2627563C1 (en) * | 2016-04-04 | 2017-08-08 | Открытое акционерное общество "Специальное конструкторское бюро приборостроения и автоматики" | Line-of-sight stabilising system |
| RU2773672C1 (en) * | 2021-07-02 | 2022-06-07 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Method for aircraft guidance at ground targets according to radar data with synthesizing the antenna aperture |
-
2004
- 2004-12-27 RU RU2004138264/28A patent/RU2282230C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| В.В.Васин и др. Радиолокационные устройства. - М: Советское радио, 1970, с.570, рис.21.12. М.С.Жук, Ю.Б.Молочков. Проектирование линзовых, сканирующих широкополосных антенн и фидерных устройств. - М.: Энергия, 1973, с.82 рис.2-7. * |
| Гиростабилизированный привод антенной системы ГС-26. ИСМЯ 402113.022 РЭ. ОАО АНПП «Темп-Авиа». * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2461799C1 (en) * | 2011-04-08 | 2012-09-20 | Открытое акционерное общество "Специальное конструкторское бюро приборостроения и автоматики" | System for stabilising line of sight |
| RU2627563C1 (en) * | 2016-04-04 | 2017-08-08 | Открытое акционерное общество "Специальное конструкторское бюро приборостроения и автоматики" | Line-of-sight stabilising system |
| RU2773672C1 (en) * | 2021-07-02 | 2022-06-07 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Method for aircraft guidance at ground targets according to radar data with synthesizing the antenna aperture |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004138264A (en) | 2006-06-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2523200B2 (en) | Measuring and control system for scanning sensors | |
| KR930009457B1 (en) | Method and apparatus for determining the position and velocity of a target in inertial space | |
| CN102981151B (en) | Phased array radar electronic control wave beam stabilizing method | |
| JP2716998B2 (en) | Method for electronically stabilizing a beam from a monopulse antenna | |
| CN112816944A (en) | Phased array antenna beam pointing stabilization method | |
| CN110895418B (en) | Low-speed rotating aircraft control method and system for compensating dynamic lag of steering engine | |
| JPH081384B2 (en) | Stable directional reflector | |
| JP4191588B2 (en) | Satellite tracking antenna controller | |
| RU2282230C1 (en) | System for stabilizing and controlling antenna aiming line | |
| RU2373562C2 (en) | Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft | |
| US6326759B1 (en) | Ball joint gimbal system | |
| CN113867423B (en) | Servo turntable azimuth angle tracking control method and device | |
| US2705792A (en) | Stabilized radio tracking system | |
| SE425618B (en) | DIRECTION DETERMINATION DEVICE | |
| US3430239A (en) | Doppler inertial system with accurate vertical reference | |
| RU2336611C1 (en) | Method of signal emission for stabilisation of antenna reflector direction to alignment object with simultaneous signal emission for roll-rate rotation braking of mobile carrier during antenna base rotation for antenna fixed rigidly inside roll-rate rotation mobile carrier case, and system for its implementation | |
| JP3212259B2 (en) | Guidance control device | |
| JP6061348B2 (en) | Satellite tracking antenna system and satellite tracking antenna control method | |
| RU2231820C2 (en) | Position control apparatus of beam pattern of antenna of mobile detection radar | |
| RU2193160C1 (en) | Method increasing precision of biaxial controllable gyrostabilizer and biaxial controllable gyrostabilizer | |
| JPS6269179A (en) | Semi-active radar guidance controlling system | |
| RU2115947C1 (en) | Gear controlling position of antenna radiation pattern of mobile acquisition radar | |
| Yu et al. | Guidance information estimation of the semi-strapdown infrared imaging seeker | |
| JPH028768A (en) | Radar apparatus | |
| Hamilton | Strapdown optical stabilization system for EO sensors on moving platforms |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20101228 |