RU2408031C2 - Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели - Google Patents

Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели Download PDF

Info

Publication number
RU2408031C2
RU2408031C2 RU2009103242/09A RU2009103242A RU2408031C2 RU 2408031 C2 RU2408031 C2 RU 2408031C2 RU 2009103242/09 A RU2009103242/09 A RU 2009103242/09A RU 2009103242 A RU2009103242 A RU 2009103242A RU 2408031 C2 RU2408031 C2 RU 2408031C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
target
missile
separated
missiles
matrix
Prior art date
Application number
RU2009103242/09A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2009103242A (ru
Inventor
Александр Викторович Богданов (RU)
Александр Викторович Богданов
Андрей Викторович Андронов (RU)
Андрей Викторович Андронов
Валентин Александрович Голубенко (RU)
Валентин Александрович Голубенко
Владимир Васильевич Киселёв (RU)
Владимир Васильевич Киселёв
Александр Александрович Кучин (RU)
Александр Александрович Кучин
Андрей Викторович Синицын (RU)
Андрей Викторович Синицын
Андрей Александрович Филонов (RU)
Андрей Александрович Филонов
Владимир Олегович Черваков (RU)
Владимир Олегович Черваков
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз"
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 Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз" filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз"
Priority to RU2009103242/09A priority Critical patent/RU2408031C2/ru
Publication of RU2009103242A publication Critical patent/RU2009103242A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2408031C2 publication Critical patent/RU2408031C2/ru

Links

Images

Landscapes

  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано для сопровождения пилотируемой воздушной цели (ВЦ) и отделившихся от нее управляемых ракет (УР) класса «воздух-воздух». Способ заключается в параллельном сопровождении на основе процедуры оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации пилотируемой ВЦ, а также в каждом оптимальном фильтре их матрицы-столбца отделившихся от пилотируемой ВЦ ракет, разрешаемых по дальности, доплеровской частоте, обусловленной скоростью сближения каждой отделившейся УР со станцией ее сопровождения, и угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», на которой находится станция сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет, распознавании факта отделения УР класса «воздух-воздух» и их количества по критерию хи-квадрат Пирсона, направления полета каждой отделившейся УР и определении времени, оставшегося до точки встречи УР поражаемой ВЦ, на которой установлена станция сопровождения цели и отделившихся от нее УР. При этом оценка формируется только после принятия решения относительно количества отделившихся и разрешаемых управляемых ракет по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель». Достигаемый технический результат - расширение функциональных возможностей по распознаванию состояния отделившихся УР. 1 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к области вторичной цифровой обработки радиолокационных сигналов и может быть использовано для сопровождения пилотируемой воздушной цели (ВЦ) и отделившихся от нее управляемых ракет (УР) класса «воздух-воздух», а также определения факта отделения ракет от их носителя, количества отделившихся УР, направления полета каждой отделившейся УР и времени, оставшегося до точки встречи ракеты с поражаемой целью, на которой установлена станция сопровождения ВЦ и отделившихся от нее УР.
Известен способ сопровождения пилотируемой ВЦ, заключающийся в отслеживании ее по дальности, скорости и ускорения и основанный на вычислении процедуры оптимальной линейной многомерной дискретной калмановской фильтрации [1].
Недостатком данного способа сопровождения пилотируемой ВЦ являются его ограниченные функциональные возможности по распознаванию состояния отделившихся от нее УР класса «воздух-воздух», под которым в дальнейшем понимается определение факта отделения ракет, их количество, направление полета каждой УР и времени, оставшегося до точки встречи ракеты с поражаемой целью, на которой установлена станция сопровождения ВЦ и отделившихся от нее УР.
Известен способ сопровождения пилотируемой ВЦ, основанный на процедуре оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой следующими выражениями [2]:
Figure 00000001
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
где
k=0,1,… - номер такта работы фильтра;
P-(k+1) и P(k+1) - ковариационные матрицы ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;
Ф(к) - переходная матрица состояния;
Q(k+1) и R(k+1) - ковариационные матрицы шумов возбуждения и наблюдения соответственно;
K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;
I - единичная матрица;
Figure 00000007
и
Figure 00000008
- вектор текущих и экстраполированных оценок фазовых координат;
H(k) - матрица наблюдения;
Y(k) - вектор наблюдения;
Z(k+1) - матрица невязок измерения;
Ψ(k+1) - матрица априорных ошибок фильтрации;
"-1" - операция вычисления обратной матрицы;
"т" - операция транспонирования матрицы.
Недостатком данного способа сопровождения пилотируемой ВЦ являются его ограниченные функциональные возможности по распознаванию состояния отделившихся от нее УР на этапе их сопровождения по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель (со станцией сопровождения пилотируемой ВЦ)» и отделившихся от нее УР.
Целью предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей по распознаванию состояния отделившихся УР класса «воздух-воздух» на этапе их сопровождения по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель».
Для достижения цели в способе сопровождения пилотируемой ВЦ, основанном на процедуре оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой выражениями (1)-(6), дополнительно аналогичная процедура оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации (выражения (1)-(6)) осуществляется не в одном оптимальном фильтре (ОФ) сопровождения пилотируемой ВЦ, являющейся носителем УР класса «воздух-воздух», а параллельно в каждом оптимальном фильтре ОФm их матрицы-столбца с получением дополнительно текущих и экстраполированных оценок дальностей
Figure 00000009
между каждой отделившейся ракетой и станцией ее сопровождения, доплеровских частот
Figure 00000010
обусловленных скоростями сближения каждой отделившейся ракеты со станцией ее сопровождения, и угловых скоростей
Figure 00000011
вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», на которой находится станция сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет (где m=1, М; М - максимальное количество разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет, отделившихся от их носителя - пилотируемой воздушной цели), при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом ОФm относительно количества m разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» ракет, отделившихся от их носителя-пилотируемой воздушной цели, при этом, по строкам матрицы-столбца оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно количества m разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» ракет, отделившихся от их носителя-пилотируемой воздушной цели, для каждого оптимального фильтра их матрицы-столбца производится вычисление соответствующих значений lm 2(k+1) в соответствии с выражением
Figure 00000012
осуществляется сравнение полученных величин lm 2(k+1) с соответствующими значениями χ2 грm(m,Рош)
Figure 00000013
где Рош - вероятность ошибки в том, что правильная гипотеза относительно количества m отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет будет отвергнута,
определяется максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где находится оптимальный фильтр, для которого выполняется условие (8), что соответствует факту отделения ракет от их носителя и оценке количества
Figure 00000014
отделившихся ракет, разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», на основе значения
Figure 00000015
осуществляется выбор оценок дальностей между каждой отделившейся ракетой и поражаемой целью со станцией сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет, доплеровских частот, обусловленных скоростью сближения каждой отделившейся ракеты с поражаемой целью, и угловых скоростей вращения линий визирования «ракета-поражаемая цель» с выхода только одного ОФ
Figure 00000016
из их матрицы-столбца, а также формируется признак Пр(p) отделения ракет(ы) от пилотируемой ВЦ, в противном случае (при
Figure 00000017
) формируется признак Пр(0) неотделения ракет(ы) от пилотируемой воздушной цели, для каждой отделившейся от носителя ракеты сравнивается оценка угловой скорости
Figure 00000018
вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» с ее постоянным пороговым значением ωпор, одинаковым для всех фильтров их матрицы-столбца
Figure 00000019
при выполнении условия (9) принимается решение о наведении данной ракеты на поражаемую цель, формируется признак Прm (ц) и вычисляется время tm, оставшееся до точки встречи данной ракеты с поражаемой целью в соответствии с выражением
Figure 00000020
где λ - длина волны станции сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет,
при невыполнении условия (9) принимается решение о ненаведении данной ракеты на поражаемую цель, формируется признак Прm (0) и время, оставшееся до точки встречи данной ракеты с поражаемой целью, не вычисляется.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:
1. Распознавание в процессе сопровождения пилотируемой воздушной цели на основе процедуры оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации (выражения (1)-(6)) факта отделения УР класса «воздух-воздух» и их количества
Figure 00000015
(по критерию хи-квадрат Пирсона (выражения (7), (8)), направления полета каждой отделившейся ракеты (выражение (9)) и определение времени (выражение (10)), оставшегося до точки встречи ракеты с поражаемой целью, на которой установлена станция сопровождения цели и отделившихся от нее УР.
2. Выбор оценок отслеживаемых дальностей, доплеровских частот и угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» с выхода одного оптимального фильтра сопровождения отделившихся ракет из их матрицы-столбца только после принятия решения относительно количества
Figure 00000015
отделившихся и разрешаемых управляемых ракет по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель».
Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных способах они не обнаружены.
Применение всех новых признаков позволит не только сопровождать пилотируемую ВЦ, но и распознать такие состояния управляемых ракет класса «воздух-воздух», находящихся на ее борту, как факт отделения УР от носителя (пилотируемой ВЦ), количество отделившихся УР, направление полета каждой отделившейся от пилотируемой ВЦ ракеты и время, оставшееся до точки встречи ракеты с поражаемой ВЦ в случае ее наведения на нее.
На фиг.1 приведена блок-схема, поясняющая предлагаемый способ сопровождения пилотируемой ВЦ и отделившихся от нее УР класса «воздух-воздух»
На вход формирователя 1 наблюдений на каждом k такте в случае сопровождения только пилотируемой ВЦ поступают дискретные отсчеты Дц(k) и Fц(k) с выходов соответственно дальномера и измерителя доплеровской частоты (например, отсчеты с выхода алгоритма быстрого преобразования Фурье), обусловленной скоростью сближения пилотируемой ВЦ с поражаемой воздушной целью, на борту которой установлена станция сопровождения пилотируемой ВЦ и отделившихся от нее УР класса «воздух-воздух». В случае сопровождения отделившихся от пилотируемой ВЦ ракет дополнительно поступают на вход данного формирователя 1 наблюдений отсчеты Дm(k), Fm(k) и ωm(k) (с входа угломера станции сопровождения цели) для каждой m-й отделившейся и разрешаемой по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемой ракеты. В формирователе 1 наблюдений осуществляется селекция дискретных отсчетов, принадлежащих пилотируемой ВЦ и отделившимся от нее УР. В результате на одном его выходе формируется вектор наблюдения Yц(k) для оптимального фильтра ОФц сопровождения пилотируемой ВЦ, а на другом выходе - вектор наблюдения Yp(k) для оптимальных фильтров в их матрице-столбце, находящихся в блоке 2 оценок и необходимых для сопровождения отделившихся от пилотируемой ВЦ управляемых ракет.
В оптимальном фильтре ОФц на основе наблюдения Yц(k) и процедуры оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой выражениями (1)-(6), осуществляется сопровождение по дальности и доплеровской частоте пилотируемой ВЦ.
На вход блока 2 оценок на каждом k такте поступает m (m=1,М) отсчетов дальности Дm(k), доплеровских частот Fm(k) и угловых скоростей ωm(k) вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», являющиеся фазовыми координатами вектора состояния, входящего в вектор наблюдения Yp(k) (выражение (4)), при гипотезе Гm (m=1,М) о том, что имеет место m отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет. Блок 2 оценок представляет собой матрицу-столбец оптимальных фильтров, в каждом из которых ОФm (m=1,М) реализована в соответствии с выражениями (1)-(6) процедура оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации. Для осуществления параллельной фильтрации наблюдаемых отсчетов дальностей, доплеровских частот и угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» соответствующие входы ОФ объединены (первые, вторые и т.д). Фильтрация разрешаемых отсчетов по соответствующим фазовым координатам в каждом ОФm их матрицы-столбца осуществляется при различных априорных данных, принятых при фильтрации в соответствующем оптимальном фильтре относительно количества m отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет. По строкам матрицы-столбца оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для гипотез Гm (m=1,М) в виде различных структур матриц Фmj(k) и Qmj(k+1) с соответствующими численными значениями их элементов, которые выполняют роль динамического эталона, поскольку они одновременно являются априорными сведениями не только для сопровождения отделившихся от пилотируемой ВЦ ракет класса «воздух-воздух», но и для распознавания их состояния. Исходя из этого, при многогипотезном сопровождении отделившихся УР и последующем распознавании их состояния будет иметь место структурная неопределенность, обусловленная многогипотезностью относительно количества отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет Гm (m=1,М). Разрешение такой неопределенности в предлагаемом способе осуществляется по критерию хи-квадрат Пирсона, согласно которому для каждого ОФm их матрицы-столбца (m=1,М) в вычислителе 3 величин l2 на основе значений элементов матрицы невязок измерения Zm(k+1) (выражение (4)) и матрицы априорных ошибок фильтрации Ψm(k+1) (выражение (2)), поступающих с выхода блока 2 оценок, производится вычисление соответствующих значений lm 2(k+1) по формуле (7). В блоке 4 сравнения в соответствующем для каждого ОФm устройстве сравнения УСm осуществляется сравнение (выражение (8)) полученных величин lm 2(k+1) с соответствующими значениями ж2 грm(m,Рош). По результатам сравнения в блоке 5 определения количества отделившихся ракет находится максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где расположен ОФ
Figure 00000021
, для которого выполняется условие (8), что соответствует оценке количества
Figure 00000015
отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет.
На основе значения
Figure 00000015
в блоке 6 выбора оценки, куда поступают оценки
Figure 00000022
с выходов всех оптимальных фильтров, осуществляется выбор оценок фазовых координат оцененного вектора состояния
Figure 00000023
для каждой m-й ракеты (дальности
Figure 00000024
, доплеровские частоты
Figure 00000025
и угловые скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель»
Figure 00000026
, с выхода только одного ОФ
Figure 00000027
из их матрицы-столбца, в котором динамический эталон по критерию хи-квадрат Пирсона будет наилучшим образом соответствовать реальному количеству отделившихся и разрешаемых управляемых ракет на входе блока 2 оценок. Таким образом, оценки
Figure 00000024
,
Figure 00000025
и
Figure 00000028
формируются на выходе блока 6 выбора оценок только после принятия решения об истинности гипотезы Гm(m=1,М).
Кроме того, значение величины
Figure 00000015
поступает на вход формирователя 7 признака отделения ракет, на выходе которого в случае
Figure 00000029
формируется признак Пр(p) отделения ракет(ы) от пилотируемой ВЦ, в противном случае (при
Figure 00000030
) формируется признак Пр(0) неотделения ракет(ы).
Оценки
Figure 00000031
с выхода блока 6 выбора оценок поступают на вход блока 8 определения направления полета каждой
Figure 00000015
-й отделившейся УР класса «воздух-воздух».
Известно [3], что на участке самонаведения УР класса «воздух-воздух» на ВЦ реализуется метод пропорционального наведения, при котором угловая скорость вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» стремится к нулю или к постоянному априорно заданному значению. Поэтому, сравнивая получаемые оценки
Figure 00000031
с их пороговым значением ωпор, постоянным для всех отделившихся УР, можно оценить направление полета отделившейся УР по принципу «ракета находится на участке самонаведения и наводится на поражаемую ВЦ («на меня») - ракета не наводится на поражаемую ВЦ («не на меня»)».
Такая оценка направления полета УР в предлагаемом способе осуществляется в блоке 8. При выполнении условия (9) принимается решение о том, что данная ракета находится на участке самонаведения и наводится на поражаемую ею ВЦ («на меня»). В этом случае на выходе блока 8 формируется признак Прm (ц), в противном случае (при не выполнении условия (9)) принимается решение о том, что ракета не наводится на поражаемую ВЦ («не на меня») и на выходе блока 8 формируется признак Прm (0).
Признак Прm (ц) поступает на вход вычислителя (9), в котором в соответствии с выражением (10) (в случае наведения
Figure 00000015
-й ракеты на поражаемую ВЦ) на основе оценок
Figure 00000024
, и
Figure 00000025
, поступающих на вход вычислителя 9 с выхода блока 6 выбора оценок, вычисляется временя tm(k+1), оставшееся до точки встречи
Figure 00000015
-й ракеты с поражаемой ВЦ. При формировании признака Прm (0) вычисление величины времени tm(k+1) не производится.
Для оценки работоспособности предлагаемого способа были произведены расчеты и математическое моделирование работы алгоритма, выполненного по предлагаемому способу при следующих исходных данных:
эффективная площадь рассеивания (ЭПР) ракет средней и большой дальности пуска составляла 0,15 м2;
в станции сопровождения цели реализована узкополосная доплеровская фильтрация со временем когерентного накопления сигнала, равным 100 мс;
на вход алгоритма подавались реальные радиолокационные сигналы, отраженные от пилотируемой ВЦ и двух отделившихся от нее УР класса «воздух-воздух» (сигналы были зарегистрированы с помощью бортового регистратора);
динамические эталоны (модели), принятые при фильтрации в каждом оптимальном фильтре ОФц и ОФm (в матрице-столбце), представляли собой линейные стохастические дифференциальные уравнения, структуры и численные значения параметров модели определялись на основе анализа траекторных статистических характеристик радиолокационных сигналов, отраженных от реальных пилотируемых ВЦ и отделившихся от них УР, при этом неадекватность по траекторным статистическим характеристикам моделей реальному полету пилотируемой ВЦ и УР не превышала 12%.
В результате расчетов и моделирования при отношениях сигнал/шум 14-24 дБ получены следующие обобщенные характеристики алгоритма, реализующего предлагаемый способ:
точность сопровождения (СКО оценки) пилотируемой ВЦ по дальности 7-15 м, по доплеровской частоте - 0,4-1,6 Гц;
дальность определения факта пуска ракет(ы) - не менее 0,3 от дальности обнаружения ее носителя;
вероятность ошибки распознавания количества отделившихся ракет на этапе их сопровождения - не более 0,005;
вероятность правильного определения направления полета ракеты - не менее 0,8 при условии, что время распознавания составляет не менее 3,5 с.
Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит наряду с сопровождением пилотируемой ВЦ по дальности и доплеровской частоте дополнительно сопровождать (по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель») и распознавать состояние (определение факта отделения ракет, их количества, направление полета каждой УР и времени, оставшегося до точки встречи ракеты с поражаемой целью, на которой установлена станция сопровождения цели и отделившихся от нее УР) отделившихся от нее УР класса «воздух-воздух».
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Зингер Р.А. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью // Зарубежная радиоэлектроника. - 1971. - №8. (аналог).
2. Казаринов Ю.М., Соколов А.И., Юрченко Ю.С. Проектирование устройств фильтрации радиосигналов. - Л.: изд. Ленинградского университета, 1985, с.150-151 (прототип).
3. Меркулов В.И., Лепин В.Н. Авиационные системы радиоуправления. Часть 1. Теоретические основы синтеза и анализа авиационных систем радиоуправления. Часть 2. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1996.

Claims (1)

  1. Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели, заключающийся в вычислении при сопровождении пилотируемой воздушной цели процедуры оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой выражениями
    Figure 00000032

    Figure 00000033

    Figure 00000034

    Figure 00000035

    Figure 00000036

    Figure 00000037

    где k=0,1,… - номер такта работы фильтра;
    P-(k+1) и P(k+1) - ковариационные матрицы ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;
    Ф(k) - переходная матрица состояния;
    Q(k+1) и R(k+1) - ковариационные матрицы шумов возбуждения и наблюдения соответственно;
    K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;
    I - единичная матрица;
    Figure 00000038
    (k) и
    Figure 00000039
    (k+1) - вектор текущих и экстраполированных оценок дальности до цели и доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения воздушной цели с носителем станции ее сопровождения;
    H(k) - матрица наблюдения;
    Y(k) - вектор наблюдения отсчетов дальности и доплеровской частоты;
    Z(k+1) - матрица невязок измерения;
    Ψ(k+1) - матрица априорных ошибок фильтрации;
    "-1" - операция вычисления обратной матрицы;
    "т" - операция транспонирования матрицы, отличающийся тем, что процедура оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемая выражениями (1)-(6), осуществляется в параллельных оптимальных фильтрах сопровождения пилотируемой воздушной цели, являющейся носителем управляемых ракет класса «воздух-воздух», в каждом оптимальном фильтре ОФm их матрицы-столбце получают текущие и экстраполированные оценки дальностей
    Figure 00000040
    (k+1) между каждой отделившейся ракетой и станцией ее сопровождения, доплеровских частот
    Figure 00000041
    (k+1), обусловленных скоростями сближения каждой отделившейся ракеты со станцией ее сопровождения, и угловых скоростей
    Figure 00000042
    (k+1) вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», на которой находится станция сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет, где m=1,М; М - максимальное количество разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет, отделившихся от их носителя - пилотируемой воздушной цели, при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом ОФm, относительно количества m разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» ракет, отделившихся от их носителя - пилотируемой воздушной цели, при этом по строкам матрицы-столбца оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно количества m разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» ракет, отделившихся от их носителя - пилотируемой воздушной цели, для каждого оптимального фильтра их матрицы-столбца производится вычисление соответствующих значений lm 2(k+1) в соответствии с выражением
    Figure 00000043

    осуществляется сравнение полученных величин lm 2(k+1) с соответствующими значениями χ2 гpm(m,Рош)
    Figure 00000044

    где Рош - вероятность ошибки в том, что правильная гипотеза относительно количества m отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет будет отвергнута, определяется максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где находится оптимальный фильтр, для которого выполняется условие (8), что соответствует факту отделения ракет от их носителя и оценке количества
    Figure 00000045
    отделившихся ракет, разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», на основе значения
    Figure 00000046
    осуществляется выбор оценок дальностей между каждой отделившейся ракетой и поражаемой целью со станцией сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет, доплеровских частот, обусловленных скоростью сближения каждой отделившейся ракеты с поражаемой целью, и угловых скоростей вращения линий визирования «ракета-поражаемая цель» с выхода только одного ОФ
    Figure 00000046
    из их матрицы-столбца, а также формируется признак Пр(p) отделения ракет(ы) от пилотируемой воздушной цели, в противном случае при
    Figure 00000046
    =0 формируется признак Пр(0) неотделения ракет(ы) от пилотируемой воздушной цели, для каждой отделившейся от носителя ракеты сравнивается оценка угловой скорости
    Figure 00000047
    (k+1) вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» с ее постоянным пороговым значением ωпор, одинаковым для всех фильтров их матрицы-столбца
    Figure 00000048

    при выполнении условия (9) принимается решение о наведении данной ракеты на поражаемую цель, формируется признак Прm (ц) и вычисляется время tm, оставшееся до точки встречи данной ракеты с поражаемой целью в соответствии с выражением
    Figure 00000049

    где λ - длина волны станции сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет,
    при не выполнении условия (9) принимается решение о ненаведении данной ракеты на поражаемую цель, формируется признак Прm (0) и время, оставшееся до точки встречи данной ракеты с поражаемой целью, не вычисляется.
RU2009103242/09A 2009-02-02 2009-02-02 Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели RU2408031C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009103242/09A RU2408031C2 (ru) 2009-02-02 2009-02-02 Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009103242/09A RU2408031C2 (ru) 2009-02-02 2009-02-02 Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009103242A RU2009103242A (ru) 2010-08-10
RU2408031C2 true RU2408031C2 (ru) 2010-12-27

Family

ID=42698626

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009103242/09A RU2408031C2 (ru) 2009-02-02 2009-02-02 Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2408031C2 (ru)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2609530C1 (ru) * 2015-12-23 2017-02-02 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Способ распознавания направления самонаведения пущенной по группе самолётов ракеты с радиолокационной головкой самонаведения
RU2692306C2 (ru) * 2014-09-05 2019-06-24 Эйрбас Дефенс Энд Спэйс Гмбх Система сопровождения для беспилотных авиационных транспортных средств
CN110501732A (zh) * 2019-07-24 2019-11-26 北京航空航天大学 一种多卫星分布式导航滤波计算方法
CN110726992A (zh) * 2019-10-25 2020-01-24 中国人民解放军国防科技大学 基于结构稀疏和熵联合约束的sa-isar自聚焦法
RU2726273C1 (ru) * 2019-05-20 2020-07-10 Александр Викторович Богданов Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111708013B (zh) * 2020-07-01 2022-06-07 哈尔滨工业大学 一种距离坐标系目标跟踪滤波方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
КАЗАРИНОВ Ю.М. и др. Проектирование устройств фильтрации радиосигналов. - Л.: изд. Ленинградского университета, 1985, с.150, 151. *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2692306C2 (ru) * 2014-09-05 2019-06-24 Эйрбас Дефенс Энд Спэйс Гмбх Система сопровождения для беспилотных авиационных транспортных средств
RU2609530C1 (ru) * 2015-12-23 2017-02-02 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Способ распознавания направления самонаведения пущенной по группе самолётов ракеты с радиолокационной головкой самонаведения
RU2726273C1 (ru) * 2019-05-20 2020-07-10 Александр Викторович Богданов Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта
CN110501732A (zh) * 2019-07-24 2019-11-26 北京航空航天大学 一种多卫星分布式导航滤波计算方法
CN110501732B (zh) * 2019-07-24 2021-09-24 北京航空航天大学 一种多卫星分布式导航滤波计算方法
CN110726992A (zh) * 2019-10-25 2020-01-24 中国人民解放军国防科技大学 基于结构稀疏和熵联合约束的sa-isar自聚焦法
CN110726992B (zh) * 2019-10-25 2021-05-25 中国人民解放军国防科技大学 基于结构稀疏和熵联合约束的sa-isar自聚焦法

Also Published As

Publication number Publication date
RU2009103242A (ru) 2010-08-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2408031C2 (ru) Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели
US7875837B1 (en) Missile tracking with interceptor launch and control
EP1610152B1 (en) Tracking of a moving object for a self-defence system
JP2996956B1 (ja) 追尾装置によるロケット軌道推定法、ロケット未来位置予測法、ロケット識別法、ロケット状況検知法
EP2169422B1 (en) System and method for acoustic tracking an underwater vehicle trajectory
US20140139374A1 (en) Kalman filtering with indirect noise measurements
CA2671202A1 (en) Method for estimating the elevation angle of a ballistic projectile
RU2579353C1 (ru) Способ сопровождения воздушной цели из класса "самолёт с турбореактивным двигателем" при воздействии уводящей по скорости помехи
RU2468385C2 (ru) Способ сопровождения воздушной цели класса "вертолет"
RU2760951C1 (ru) Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях
CN108344982A (zh) 基于长时间相参积累的小型无人机目标雷达检测方法
RU2570111C1 (ru) Устройство радиолокационного распознавания воздушно-космических объектов
CN113702940B (zh) 基于多元特征信息分层融合空间集群目标分辨方法及应用
RU2713212C1 (ru) Способ распознавания варианта наведения подвижного объекта на один из летательных аппаратов группы
RU2609530C1 (ru) Способ распознавания направления самонаведения пущенной по группе самолётов ракеты с радиолокационной головкой самонаведения
RU2695762C1 (ru) Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на самолёт из состава их пары по его функциональному назначению по принципу "ведущий-ведомый"
RU2615783C1 (ru) Обнаружитель маневра баллистической ракеты по фиксированной выборке квадратов дальности
RU2726189C1 (ru) Устройство распознавания целей, не являющихся объектами разведки
JP5987204B1 (ja) レーダ装置
RU2726273C1 (ru) Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта
RU2325306C1 (ru) Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты и устройство для его осуществления
CN113238218A (zh) 基于phd滤波的临近空间高超声速目标跟踪方法
RU2292523C2 (ru) Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты и устройство для его осуществления
RU2805782C1 (ru) Способ всеракурсного самонаведения ракеты "воздух-воздух" на заданный тип самолёта из состава их разнотипной пары
US20110029242A1 (en) Generating a kinematic indicator for combat identification classification

Legal Events

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

Effective date: 20150203