RU2303797C2 - Способ адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы - Google Patents

Способ адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы Download PDF

Info

Publication number
RU2303797C2
RU2303797C2 RU2005119534/09A RU2005119534A RU2303797C2 RU 2303797 C2 RU2303797 C2 RU 2303797C2 RU 2005119534/09 A RU2005119534/09 A RU 2005119534/09A RU 2005119534 A RU2005119534 A RU 2005119534A RU 2303797 C2 RU2303797 C2 RU 2303797C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fighter
target
tracking
acceleration
information
Prior art date
Application number
RU2005119534/09A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2005119534A (ru
Inventor
Роман Родионович Шатовкин (RU)
Роман Родионович Шатовкин
Original Assignee
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 Тамбовское высшее военное авиационное инженерное училище радиоэлектроники (военный институт) filed Critical Тамбовское высшее военное авиационное инженерное училище радиоэлектроники (военный институт)
Priority to RU2005119534/09A priority Critical patent/RU2303797C2/ru
Publication of RU2005119534A publication Critical patent/RU2005119534A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2303797C2 publication Critical patent/RU2303797C2/ru

Links

Images

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области радиотехники и может быть использовано в бортовых и наземных радиоэлектронных системах сопровождения. Достигаемым техническим результатом изобретения является снижение требований к точности измерения и помехозащищенности радиолокационной системы при осуществлении адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы. Сущность изобретения заключается в том, что адаптация радиоэлектронной системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности осуществляется по вычисленному значению ускорения сближения истребителя с целью на основе информации, поступающей с канала сопровождения цели по угловым координатам радиолокационной системы, оптоэлектронной системы и системы автономных датчиков. 3 ил., 1 табл.

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).
Известен способ адаптации РЭСС воздушной цели по дальности на основе информации от радиолокационной системы (РЛС), оптоэлектронной системы (ОЭС) и системы автономных датчиков (САД) истребителя (см. Kendrick J.D., Maybeck P.S., Reid J.G. Estimation of aircraft target motion using orientation measurements // IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems. - 1981. - AES-17, №2. - pp.254-259.)
Сущность данного способа состоит в следующем. С РЛС на алгоритм оценивания кинематических параметров цели (расширенный фильтр Калмана) поступают значения дальности, скорости, азимута и угла места цели, а также угловых скоростей линии визирования (ЛВ) в горизонтальной и вертикальной плоскости. Кроме того, с ОЭС поступает двумерное оптическое изображение, преобразованное в электрические сигналы, на подсистему распознавания образов, которая по специальному алгоритму преобразует полученные данные в ориентацию трехмерной цели, определяемую углами рыскания, тангажа и крена. Полученные углы вводятся в качестве измерений в калмановский фильтр углов пространственной ориентации цели. По оценкам параметров ориентации цели находится направление вектора нормальной составляющей ускорения цели, информация о котором поступает на алгоритм оценивания кинематических параметров. Здесь данные о направлении нормального ускорения позволяют уточнить оценки скорости и ускорения цели относительно истребителя. Для того чтобы получить значения скорости и ускорения сближения истребителя с целью эти оценки суммируются с собственной скоростью и ускорением атакующего самолета. По полученным значениям скорости и ускорения сближения вычисляется приблизительное значение угла атаки цели. Оно объединяется с информацией о скорости и ускорении цели и характеризует ориентацию цели, полученную на основе кинематических параметров. В качестве приблизительных данных эти сведения поступают на фильтр углов пространственной ориентации цели по цепи обратной связи. Такой комплексный обмен информацией дает оценку кинематических параметров, значительно превосходящую по точности оценку фильтром, не учитывающим информацию о пространственной ориентации цели.
Недостатками данного способа является наличие жестких требований по точности измерения углов рыскания, тангажа и крена, а также угловых скоростей изменения данных углов. Кроме того, используется информация каналов сопровождения по скорости и по угловым координатам РЛС, работающих в активном режиме и подверженных помехам противника, что значительно снижает помехоустойчивость РЭСС.
Известен также способ адаптации РЭСС воздушной цели по дальности на основе информации от ОЭС - в случае слежения за летательным аппаратом (ЛА) противника; или по информации от вторичного канала передачи данных - в случае сопровождения "своего" ЛА (см. Lefas С.С. Using rollangle measurements to track aircraft maneuvers // IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems. - 1984. - AES-20, №6. - pp.672-681.)
Сущность известного способа состоит в следующем. Сопровождение цели (ЛА) осуществляется неподвижной РЭСС. Если цель движется по прямолинейной траектории, то оценивание дальности до нее осуществляется фильтром Калмана на основе модели прямолинейного движения; однако при обнаружении маневра в работу включается фильтр сопровождения маневра, основанный на модели движения по окружности.
Обнаружение маневра происходит по измеренному значению угла крена цели
Figure 00000002
. Порог обнаружения маневра найден экспериментальным путем и принят равным 2°. При значении крена
Figure 00000003
происходит переключение сопровождения от фильтра Калмана с моделью прямолинейного движения к фильтру сопровождения маневра.
Недостатком известного способа в случае слежения за ЛА противника является практическая сложность определения значения угла крена по полученному от ОЭС изображению цели (см. Ульман Ш. Принципы восприятия подвижных объектов: пер. с англ. - М.: Радио и связь, 1983. - 168 с.); а в случае сопровождения "своего" ЛА - трудность обеспечения бесперебойного поступления и достоверности информации о значениях угла крена.
Наиболее близким по своей сущности к предлагаемому способу является способ адаптации РЭСС маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от РЛС, ОЭС и САД истребителя (см. Шатовкин P.P., Данилов С.Н. Алгоритм оценивания дальности при сопровождении маневренной воздушной цели на основе модели со случайной скачкообразной структурой // Радиотехника. - 2004. - №3. - С.7-13), принятый за прототип.
Сущность способа, принятого за прототип, состоит в следующем. По вычисленному на основе информации, поступающей с каналов сопровождения цели по скорости и угловым координатам РЛС, САД и ОЭС, значению ускорения сближения истребителя с целью
Figure 00000004
определяется тип относительного движения цели и истребителя (ОДЦИ) в k-й момент времени: если
Figure 00000005
- фиксируется слабоманевренное движение; если
Figure 00000006
- интенсивный маневр. В соответствии с установленным типом движения изменяются параметры модели движения. Таким образом, происходит адаптация РЭСС под реальный маневр.
Модель движения используется в системе сопровождения для прогноза параметров ОДЦИ и коррекции данных, поступаемых от РЛС.
В основу используемой модели ОДЦИ в способе, принятом за прототип, положена модель, предложенная Зингером (см. Зингер Р. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью // Зарубежная радиоэлектроника. - 1971. - №8. - С.40-57.)
Используемая модель ОДЦИ имеет вид:
Figure 00000007
где Дk - дальность до цели; Vk - скорость сближения истребителя с целью; аk - ускорение сближения истребителя с целью; Т - интервал дискретизации; α - интенсивность маневра;
Figure 00000008
- формирующий гауссовский белый шум с дисперсией 2·α·σ2 m; σm - среднеквадратическое отклонение ускорения.
Значение ускорения сближения истребителя с целью в способе сопровождения, принятом за прототип, определяется выражением:
Figure 00000009
где алгебраическая проекция вектора полного ускорения цели на ЛВ -
Figure 00000010
алгебраическая проекция тангенциальной составляющей вектора полного ускорения цели на ЛВ -
Figure 00000011
алгебраическая проекция радиальной составляющей вектора полного ускорения цели на ЛВ -
Figure 00000012
алгебраическая проекция вектора полного ускорения истребителя на ЛВ-
Figure 00000013
алгебраическая проекция тангенциальной составляющей вектора полного ускорения истребителя на ЛВ -
Figure 00000014
алгебраическая проекция радиальной составляющей вектора полного ускорения истребителя на ЛВ -
Figure 00000015
Здесь
Figure 00000016
,
Figure 00000017
- углы тангажа и рыскания цели, соответственно;
Figure 00000018
,
Figure 00000019
- скорости изменения углов тангажа и рыскания цели, соответственно;
Figure 00000020
,
Figure 00000021
- углы наклона и поворота траектории истребителя, соответственно;
Figure 00000022
,
Figure 00000023
- скорости изменения углов наклона и поворота траектории истребителя, соответственно;
Figure 00000024
Figure 00000025
и
Figure 00000026
Figure 00000025
- углы наклона и скорости изменения углов наклона ЛВ в горизонтальной и вертикальной плоскости, соответственно;
Figure 00000027
,
Figure 00000028
- модули векторов скорости цели и истребителя, соответственно.
При адаптации системы сопровождения под реальный маневр по вычисленному значению ускорения сближения истребителя с целью
Figure 00000004
изменяются параметры модели α и σm в соответствии со следующим условием:
Figure 00000029
Таким образом осуществляется адаптация системы сопровождения под маневр определенной интенсивности.
Недостатком способа, принятого за прототип, является использование информации каналов сопровождения по скорости и по угловым координатам РЛС, работающих в активном режиме и подверженных помехам противника, что значительно снижает помехоустойчивость РЭСС.
Техническим результатом предлагаемого способа является осуществление адаптации РЭСС маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от РЛС, ОЭС и САД истребителя при значительном снижении требований к точности измерения и помехоустойчивости РЛС.
Сущность предлагаемого способа заключается в том, что по вычисленному значению ускорения сближения истребителя с целью
Figure 00000004
на основе информации:
- поступающей с канала сопровождения цели по угловым координатам РЛС истребителя о значениях угла наклона ЛВ в горизонтальной плоскости
Figure 00000030
и угла наклона ЛВ в вертикальной плоскости
Figure 00000031
, скорости изменения угла наклона ЛВ в горизонтальной плоскости
Figure 00000032
и скорости изменения угла наклона ЛВ в вертикальной плоскости
Figure 00000033
- поступающей от САД истребителя о значениях продольной перегрузки истребителя
Figure 00000034
, нормальной перегрузки истребителя
Figure 00000035
, боковой перегрузки истребителя
Figure 00000036
, угла тангажа истребителя
Figure 00000037
, угла рыскания истребителя
Figure 00000038
, угла атаки истребителя
Figure 00000039
и угла скольжения истребителя
Figure 00000040
;
- поступающей от ОЭС о значениях угла
Figure 00000041
, образованном осью ОлХл лучевой системы координат истребителя ОлХлYлZл и проекцией продольной оси цели на плоскость ОлХлZл лучевой системы координат истребителя ОлХлYлZл, в k-1-й и k-й моменты времени, и угла
Figure 00000042
, образованном продольной осью цели и проекцией продольной оси цели на плоскость ОлХлZл лучевой системы координат истребителя OлXлYлZл, в k-1-й и k-й моменты времени,
по заданному условию
Figure 00000043
определяется тип ОДЦИ в k-й момент времени.
В соответствии с установленным типом движения изменяются параметры модели движения, и происходит адаптация РЭСС под реальный маневр.
При этом канал сопровождения цели по скорости РЛС истребителя не задействован, а необходимая информация представлена выведенным экспериментальным путем коэффициентом поступательного движения Кпд.
Сущность способа поясняется следующим.
В качестве модели ОДЦИ используется модель, представленная выражением (1).
Значение ускорения сближения истребителя с целью
Figure 00000004
определяется выражением (2).
Алгебраическая проекция вектора полного ускорения истребителя на ЛВ вычисляется в соответствии с выражением:
Figure 00000044
где
Figure 00000045
Figure 00000046
Figure 00000047
Figure 00000048
Здесь
Figure 00000049
- значение полного ускорения истребителя;
Figure 00000050
- угол, образованный ЛВ и вектором полного ускорения истребителя
Figure 00000051
;
Figure 00000034
,
Figure 00000035
,
Figure 00000036
- значения продольной, нормальной и боковой перегрузок истребителя, соответственно;
Figure 00000052
и
Figure 00000053
- углы атаки и скольжения истребителя, соответственно; g - ускорение свободного падения;
Figure 00000054
- угол, образованный вектором полного ускорения истребителя
Figure 00000051
и его проекцией на плоскость OvXvZv скоростной системы координат истребителя OvXvYvZv;
Figure 00000055
- угол, образованный проекцией вектора полного ускорения истребителя
Figure 00000051
на плоскость OvXvZv скоростной системы координат истребителя OvXvYvZv и осью ОvХv скоростной системы координат истребителя OvXvYvZv.
Информация о значениях перегрузок
Figure 00000034
,
Figure 00000035
,
Figure 00000036
и углах тангажа
Figure 00000037
, рыскания
Figure 00000038
и крена
Figure 00000056
истребителя поступает от измерителей САД.
Значения углов наклона ЛВ
Figure 00000057
и
Figure 00000025
поступают с канала сопровождения цели по угловым координатам бортовой РЛС истребителя.
Геометрический смысл углов
Figure 00000058
,
Figure 00000059
и
Figure 00000060
пояснен на фигуре 1.
Проведенные исследования показали, что основное влияние на формирование значения полного ускорения маневренного ЛА (цели) оказывает его радиальная составляющая. В этом случае принимается, что
Figure 00000061
Выражение для определения радиальной составляющей полного ускорения цели было выведено экспериментальным путем:
Figure 00000062
где
Figure 00000063
Figure 00000064
Figure 00000065
Figure 00000066
Здесь
Figure 00000067
- угол, образованный осью ОлХл лучевой системы координат истребителя ОлХлYлZл и проекцией продольной оси цели на плоскость ОлХлZл лучевой системы координат истребителя ОлХлYлZл;
Figure 00000068
- угол, образованный продольной осью цели и проекцией продольной оси цели на плоскость OлXлZл лучевой системы координат истребителя ОлХлYлZл;
Figure 00000069
-угол, образованный вектором скорости цели в k-1-й момент времени
Figure 00000070
и вектором скорости цели в k-й момент времени
Figure 00000071
в лучевой системе координат истребителя ОлХлYлZл;
Figure 00000072
и
Figure 00000073
- разности значений соответствующих углов в k-й и k-1-й моменты времени.
Информация о значениях углов
Figure 00000074
и
Figure 00000075
поступает от ОЭС. Эти углы несут информацию как о пространственной ориентации самой цели, так и о ракурсе, под которым она наблюдается.
С учетом приведенных выше рассуждении алгебраическая проекция вектора полного ускорения цели на ЛВ определяется как:
Figure 00000076
где
Figure 00000077
Figure 00000078
Здесь
Figure 00000079
- угол, образованный вектором радиальной составляющей ускорения цели
Figure 00000080
и осью ОлХл лучевой системы координат истребителя ОлХлYлZл;
Figure 00000081
- угол, образованный продольной осью цели и осью ОлХл лучевой системы координат истребителя ОлХлYлZл.
Знак "плюс" или "минус" в выражении (23) обусловлен опережением или отставанием вектора радиальной составляющей
Figure 00000082
от вектора скорости цели
Figure 00000083
и определяется стороной изгиба траектории цели относительно истребителя. Проведенные исследования показали, для ее определения достаточно знать комбинацию следующих параметров: скоростей изменения углов наклона ЛВ в горизонтальной и вертикальной плоскости -
Figure 00000084
и
Figure 00000085
соответственно, информация о значениях которых поступает с канала сопровождения цели по угловым координатам РЛС истребителя; и разностей углов
Figure 00000086
и
Figure 00000087
.
Результаты исследований сведены в таблицу 1.
Figure 00000088
Прочерк в таблице 1 обозначает физически неосуществимую комбинацию используемых параметров.
Угол
Figure 00000089
вычисляется на основе информации о значениях углов
Figure 00000090
и
Figure 00000091
, поступающей от оптоэлектронной системы.
Угол
Figure 00000092
вычисляется на основе информации о значении угла
Figure 00000093
, информации о разности
Figure 00000094
значений угла
Figure 00000095
в k-й момент времени и
Figure 00000096
в k-1-й момент времени, и о разности
Figure 00000097
значений угла
Figure 00000091
в k-й момент времени и
Figure 00000098
в k-1-й момент времени, и информации о скорости изменения угла наклона линии визирования в горизонтальной плоскости
Figure 00000099
и скорости изменения угла наклона линии визирования в вертикальной плоскости
Figure 00000100
поступающей с канала сопровождения цели по угловым координатам радиолокационной системы истребителя.
Геометрический смысл углов
Figure 00000090
,
Figure 00000091
,
Figure 00000092
и
Figure 00000093
пояснен на фигуре 2.
При адаптации системы сопровождения под реальный маневр по вычисленному значению ускорения сближения истребителя с целью
Figure 00000004
изменяются параметры модели α и σm в соответствии со следующим условием:
Figure 00000101
где aп1=10 м/с2 и aп2=25 м/с2 - заданные пороговые значения ускорения сближения истребителя с целью; аmax=180 м/с2 - заданное максимальное значение ускорения сближения истребителя с целью.
Таким образом осуществляется адаптация системы сопровождения под маневр определенной интенсивности.
На фигуре 3 представлена логическая схема алгоритма функционирования устройства для реализации предложенного способа.
В зависимости от вычисленного значения ускорения сближения
Figure 00000004
определяется тип ОДЦИ. Далее в соответствии с установленным типом движения изменяются параметры используемой модели движения (устанавливаются конкретные значения параметров α и σm).
Результаты проведенных исследований подтверждают целесообразность применения на практике предлагаемого способа адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы.

Claims (1)

  1. Способ адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности, заключающийся в том, что на основе информации, поступающей с канала сопровождения цели по угловым координатам радиолокационной системы, оптоэлектронной системы и системы автономных датчиков истребителя определяют значение ускорения сближения истребителя с целью, по которому определяют тип относительного движения цели и истребителя, и в соответствии с типом относительного движения цели и истребителя адаптируют систему сопровождения истребителя под реальный маневр цели, отличающийся тем, что значение ускорения сближения истребителя с целью по линии визирования истребителя в k-й момент времени определяют из выражения аk лв=ak ц лв-аk и лв, где ak ц лв - ускорение цели по линии визирования истребителя в k-й момент времени, аk и лв - ускорение истребителя по линии визирования в k-й момент времени, а адаптацию системы сопровождения осуществляют в соответствии с информацией о пространственной ориентации цели и ракурсе под которым она наблюдается, поступающей с канала сопровождения цели по угловым координатам радиолокационной системы, оптоэлектронной системы и системы автономных датчиков истребителя, и в соответствии с типом относительного движения цели и истребителя, исходя из условия:
    если |аk лв|<ап1 - слабоманевренное движение,
    если ап1≤|аk лв|<ап2 - маневр средней интенсивности,
    если |аk лв|≥ап2 - интенсивный маневр,
    где ап1=10 м/с2 и ап2=25 м/с2 - заданные пороговые значения ускорения сближения истребителя с целью.
RU2005119534/09A 2005-06-23 2005-06-23 Способ адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы RU2303797C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005119534/09A RU2303797C2 (ru) 2005-06-23 2005-06-23 Способ адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005119534/09A RU2303797C2 (ru) 2005-06-23 2005-06-23 Способ адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2005119534A RU2005119534A (ru) 2006-12-27
RU2303797C2 true RU2303797C2 (ru) 2007-07-27

Family

ID=37759487

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005119534/09A RU2303797C2 (ru) 2005-06-23 2005-06-23 Способ адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2303797C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2500000C2 (ru) * 2011-10-19 2013-11-27 ОАО "Научно-производственное объединение "Стрела" Устройство распознавания стреляющих систем

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Радиотехника, 2004, № 3, с.7-13. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2500000C2 (ru) * 2011-10-19 2013-11-27 ОАО "Научно-производственное объединение "Стрела" Устройство распознавания стреляющих систем

Also Published As

Publication number Publication date
RU2005119534A (ru) 2006-12-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10885640B2 (en) Enhanced object detection and motion estimation for a vehicle environment detection system
US11036237B2 (en) Radar-based system and method for real-time simultaneous localization and mapping
CA2933558C (en) Methods and apparatus for determining angle of arrival (aoa) in a radar warning receiver
CN109716157B (zh) 轴偏移估计装置
EP2159779B1 (en) Using image sensor and tracking filter time-to-go to avoid mid-air collisions
US10337864B2 (en) Method for calculating the distance to a ground target from an aerial vehicle
CN106560725A (zh) 用于确定目标车辆的偏航速率的自动化车辆雷达***
EP3494404B1 (en) System and method for detecting heading and velocity of a target object
US5867256A (en) Passive range estimation using image size measurements
WO2018137135A1 (en) System and method of radar-based obstacle avoidance for unmanned aerial vehicles
CN105403887B (zh) 基于ins的机载sar实时运动补偿方法
JP2007501945A (ja) ターゲット位置特定のためのシステムおよび方法
Scannapieco et al. Ultralight radar for small and micro-UAV navigation
KR20160120467A (ko) 차량용 2차원 레이더의 방위각 보정 장치 및 방법
Zahran et al. Micro-radar and UWB aided UAV navigation in GNSS denied environment
CA2949209A1 (en) Direct geolocation from tdoa, fdoa, and agl
CN109186614B (zh) 一种航天器间近距离自主相对导航方法
RU2643168C2 (ru) Способ измерения высоты, истинной скорости летательного аппарата и наклона вектора скорости летательного аппарата относительно горизонта, устройство бортовой радиолокационной станции, использующее способ
CN112835034B (zh) 一种双通道雷达对地测高***及方法
RU2408847C1 (ru) Способ самонаведения летательных аппаратов на гиперзвуковые цели
US20180284263A1 (en) Method of guidance of an aerial target, in particular in the vertical landing phase, and radar system implementing such a method
RU2303797C2 (ru) Способ адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы
KR101713768B1 (ko) 지면밀착 접근표적 탐지장치 및 그 방법
Helgesen et al. Tracking of marine surface objects from unmanned aerial vehicles with a pan/tilt unit using a thermal camera and optical flow
JP5998881B2 (ja) 追尾装置および追尾方法

Legal Events

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

Effective date: 20070624