RU178366U1 - Динамическая модель стационарного полёта пары самолётов - Google Patents

Динамическая модель стационарного полёта пары самолётов Download PDF

Info

Publication number
RU178366U1
RU178366U1 RU2017112439U RU2017112439U RU178366U1 RU 178366 U1 RU178366 U1 RU 178366U1 RU 2017112439 U RU2017112439 U RU 2017112439U RU 2017112439 U RU2017112439 U RU 2017112439U RU 178366 U1 RU178366 U1 RU 178366U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
flight
calculator
pair
driven
Prior art date
Application number
RU2017112439U
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Викторович Богданов
Александр Анатольевич Анциферов
Денис Викторович Закомолдин
Иван Михайлович Иванов
Александр Александрович Кучин
Александр Юрьевич Федотов
Original Assignee
Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации
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 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации
Priority to RU2017112439U priority Critical patent/RU178366U1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU178366U1 publication Critical patent/RU178366U1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06V—IMAGE OR VIDEO RECOGNITION OR UNDERSTANDING
    • G06V20/00—Scenes; Scene-specific elements
    • G06V20/10—Terrestrial scenes
    • G06V20/13—Satellite images
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06V—IMAGE OR VIDEO RECOGNITION OR UNDERSTANDING
    • G06V20/00—Scenes; Scene-specific elements
    • G06V20/10—Terrestrial scenes
    • G06V20/176—Urban or other man-made structures
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06V—IMAGE OR VIDEO RECOGNITION OR UNDERSTANDING
    • G06V20/00—Scenes; Scene-specific elements
    • G06V20/10—Terrestrial scenes
    • G06V20/182—Network patterns, e.g. roads or rivers
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G7/00—Traffic control systems for simultaneous control of two or more different kinds of craft
    • G08G7/02—Anti-collision systems
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G9/00—Traffic control systems for craft where the kind of craft is irrelevant or unspecified
    • G08G9/02—Anti-collision systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Multimedia (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

Полезная модель относится к области вторичной обработки сигналов и может быть использована при разработке и моделировании алгоритмов сопровождения и распознавания функционального назначения самолетов при их стационарном полете в составе пары по принципу «ведущий - ведомый». Достигаемый технический результат - повышение адекватности описания динамики стационарного полета ведомого самолет и их пары в целом. Полезная модель состоит из первого 1 и второго 4 блоков памяти, вычислителя 2 параметров динамической модели полета ведущего самолета, вычислителя 3 скорости полета ведущего самолета, блока 5 выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета,, вычислителя 6 параметров динамической модели полета ведомого самолета, вычислителя 7 скорости полета ведомого самолета и вычислителя 8 дистанции. 1 ил.

Description

Предлагаемая полезная модель относится к области вторичной обработки сигналов и может быть использована при разработке и моделировании алгоритмов сопровождения и распознавания функционального назначения самолетов при их стационарном полете в составе пары по принципу «ведущий - ведомый».
Известна динамическая модель стационарного полета одиночного самолета, описываемая следующей системой уравнений [1]
Figure 00000001
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
где
V1(t), V0 и ΔV1 - скорость стационарного полета самолета, ее постоянная и флюктуационная составляющая соответственно;
V00 - начальное значение постоянной скорости полета самолета;
a1 (t) и a01 - флюктуационная составляющая ускорения и его начальное значение соответственно;
Figure 00000005
Figure 00000006
Figure 00000007
τ1, f1 и σv1 - соответственно время корреляции, частота и среднеквадратическое отклонение скоростных флюктуаций полета самолета;
n(t) - формирующий белый гауссовский шум с нулевым математическим ожиданием и единичной интенсивностью.
Данная динамическая модель может быть реализована в виде блока памяти, в котором хранятся начальные значения постоянной скорости V00 полета самолета, скоростных ΔV01 флюктуаций самолета, флюктуаций ускорения a01 самолета, времени корреляции
Figure 00000008
частоты f1 и среднеквадратического отклонения σv1 скоростных флюктуаций самолета, вычислителя в соответствии с формулами (5), (6) и (7) параметров динамической модели полета самолета α1 β1 и σ2 a1 и белого шума n(t) с нулевым математическим ожиданием и единичной интенсивностью, вычислителя скорости V1(t) полета самолета в соответствии с уравнениями (1)-(4), причем первый, второй, третий и четвертый, пятый, шестой выходы блока памяти соединены соответственно с первым, вторым, третьим входами вычислителя скорости полета самолета и первым, вторым и третьим входами вычислителя параметров динамической модели полета самолета, первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединены соответственно с четвертым, пятым, шестым и седьмым входами вычислителя скорости полета самолета, выход которого является выходом динамической модели стационарного полета самолета.
Недостатком данной динамической модели стационарного полета самолета является отсутствие возможности с помощью ее адекватно описать полет ведомого самолета при его стационарном полете в составе пары и выдерживании им заданной дистанции относительно ведущего самолета путем постоянного «подруливания» ведомого самолета, что оказывает влияние, как на структуру динамической модели стационарного полета ведомого самолета пары, так и на значения ее параметров - время корреляции, частоты скоростных флюктуаций и формирующего воздействия (по аналогии с формирующим белым гауссовским шумом в динамической модели, описываемой выражениями (1)-(4), зависящими от величины заданной для выдерживания ведомым самолетом дистанции относительно ведущего самолета. Данная неадекватность динамической модели стационарного полета пары самолетов в целом негативно влияет на качество разрабатываемых алгоритмов сопровождения и распознавания функционального назначения самолетов пары по принципу «ведущий - ведомый» и их моделирование с целью получения характеристик таких алгоритмов.
Заявляемая полезная модель направлена на достижение цели - адекватно описать динамику стационарного полета ведомого самолет и их пары в целом.
С этой целью в динамическую модель стационарного полета пары самолетов, содержащую первый блок памяти, в котором хранятся начальные значения постоянной скорости V00 полета пары самолетов, скоростных ΔV01 флюктуаций ведущего самолета пары, флюктуаций ускорения a01 ведущего самолета пары, времени корреляции
Figure 00000008
частоты f1 и среднеквадратического отклонения σv1 скоростных флюктуаций ведущего самолета пары, вычислитель параметров динамической модели полета ведущего самолета α1, β1, σ2 a1 в соответствии с выражениями (5), (6) и (7) и формирующего белого гауссовского шума n(t) с нулевым математическим ожиданием и единичной интенсивностью, вычислитель скорости V1(t) полета ведущего самолета в соответствии с выражениями (1)-(4), причем первый, второй, третий и четвертый, пятый, шестой выходы первого блока памяти соединены соответственно с первым, вторым, третьим входами вычислителя скорости полета ведущего самолета и первым, вторым и третьим входами вычислителя параметров динамической модели полета ведущего самолета, первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединены соответственно с четвертым, пятым, шестым и седьмым входами вычислителя скорости полета ведущего самолета, выход которого является первым выходом динамической модели стационарного полета пары самолетов, дополнительно введены второй блок памяти, в котором хранятся начальные значения скоростных ΔV02 флюктуаций ведомого самолета пары, флюктуаций ускорения а01 ведомого самолета пары и заданной дистанции d1,2, выдерживаемой ведомым самолетом относительно ведущего самолета пары, блок выбора параметров β2, Δσ и λ динамической модели полета ведомого самолета, зависящих от заданной для выдерживания ведомым самолетом дистанции d1,2, где β2 - квадрат частоты скоростных флюктуаций ведомого самолета; Δσ - приращение среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций ведомого самолета относительно среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций σv1 ведущего самолета; λ - коэффициент устойчивости управления ведомым самолетом при выдерживании им заданной дистанции, вычислитель параметров динамической модели полета ведомого самолета в соответствии с выражениями
Figure 00000009
Figure 00000010
где dз(t) - текущее значение выдерживаемой ведомым самолетом заданной дистанции относительно ведущего самолета,
вычислитель скорости V2(t) полета ведомого самолета в соответствии с выражениями
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
где ΔV2(t) и a2(t) - соответственно флюктуационная составляющая скорости и ускорения полета ведомого самолета,
и вычислитель дистанции, в котором вычисляется текущее значение выдерживаемой ведомым самолетом заданной дистанции относительно ведущего самолета в соответствии с выражением
Figure 00000014
причем первый, второй и третий выходы второго блока памяти соединены соответственно с первым, вторым входами вычислителя скорости полета ведомого самолета и объединенными первыми входами вычислителя дистанции и блока выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета, первый, второй и третий выходы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами вычислителя параметров динамической модели полета ведомого самолета, четвертый вход которого подключен к шестому выходу первого блока памяти, а пятый вход соединен с выходом вычислителя дистанции, второй и третий входы которого подключены соответственно к выходу вычислителя скорости полета ведущего самолета - первому выходу динамической модели стационарного полета пары самолетов и ко второму выходу динамической модели стационарного полета пары самолетов - выходу вычислителя скорости полета ведомого самолета, четвертый и пятый входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами вычислителя параметров динамической модели полета ведомого самолета, а шестой вход подключен к первому выходу блока выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета.
Новым признаком, обладающим существенным отличием, является структура динамической модели стационарного полета ведомого самолета, описываемой выражениями (10), (11) и (12), выбранными для данной структуры значениями β2, Δσ, λ и вычисленными по формулам (8) и (9) параметрами модели, зависящими от выдерживаемой ведомым самолетом заданной дистанции относительно ведущего самолета, описываемой выражением (13).
Данный признак обладает существенным отличием, так как в известных устройствах не обнаружен.
Применение нового признака в совокупности с известными признаками позволит в целом адекватно описать динамику стационарного полета пары самолетов в целом.
На фигуре представлена блок-схема динамической модели стационарного полета пары самолетов.
Динамическая модель стационарного полета пары самолетов содержит первый блок 1 памяти, в котором хранятся начальные значения постоянной скорости V00 полета пары самолетов, скоростных ΔV01 флюктуаций ведущего самолета пары, флюктуаций ускорения a01 ведущего самолета пары, времени корреляции
Figure 00000008
частоты f1 и среднеквадратического отклонения σv1 скоростных флюктуаций ведущего самолета пары, вычислителя 2 параметров динамической модели полета ведущего самолета α1, β1, σ2 a1 в соответствии с выражениями (5), (6) и (7) и формирующего белого гауссовского шума n(t) с нулевым математическим ожиданием и единичной интенсивностью, вычислителя 3 скорости V1(t) полета ведущего самолета в соответствии с уравнениями (1)-(4), причем первый 9, второй 10, третий 11 и четвертый 12, пятый 13, шестой 14 выходы первого блока 1 памяти соединены соответственно с первым 15, вторым 16, третьим 17 входами вычислителя 3 скорости полета ведущего самолета и первым 18, вторым 19 и третьим 20 входами вычислителя 2 параметров динамической модели полета ведущего самолета, первый 21, второй 22, третий 23 и четвертый 24 выходы которого соединены соответственно с четвертым 25, пятым 26, шестым 27 и седьмым 28 входами вычислителя 3 скорости полета ведущего самолета, выход которого является первым 29 выходом динамической модели стационарного полета пары самолетов, а также содержит второй блок 4 памяти, в котором хранятся начальные значения скоростных ΔV02 флюктуаций ведомого самолета пары, флюктуаций ускорения a01 ведомого самолета пары и заданной дистанции d1,2, выдерживаемой ведомым самолетом относительно ведущего самолета пары, блок 5 выбора параметров β2, Δσ и λ динамической модели полета ведомого самолета, зависящих от заданной дистанции d1,2, вычислитель 6 параметров α2, γ динамической модели полета ведомого самолета в соответствии с выражениями (8) и (9), вычислитель 7 скорости V2(t) полета ведомого самолета в соответствии с уравнениями (10), (11) и (12) и вычислитель 8 дистанции, в котором вычисляется текущее значение выдерживаемой ведомым самолетом заданной дистанции относительно ведущего самолета в соответствии с выражением (13), при этом, первый 30, второй 31 и третий 32 выходы второго блока 4 памяти соединены соответственно с первым 33, вторым 34 входами вычислителя 7 скорости полета ведомого самолета и объединенными первыми 35 и 36 входами вычислителя 8 дистанции и блока 5 выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета, первый 37, второй 38 и третий 39 выходы которого соединены соответственно с первым 40, вторым 41 и третьим 42 входами вычислителя 6 параметров динамической модели полета ведомого самолета, четвертый 43 вход которого подключен к шестому 14 выходу первого блока 1 памяти, а пятый 44 вход соединен с выходом 45 вычислителя 8 дистанции, второй 46 и третий 47 входы которого подключены соответственно к выходу 29 вычислителя 3 скорости полета ведущего самолета - первому выходу динамической модели стационарного полета пары самолетов и ко второму выходу динамической модели стационарного полета пары самолетов - выходу 48 вычислителя 7 скорости полета ведомого самолета, четвертый 49 и пятый 50 входы которого соединены соответственно с первым 51и вторым 52 выходами вычислителя 6 параметров динамической модели полета ведомого самолета, а шестой 54 вход подключен к первому выходу 37 блока 5 выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета.
Динамическая модель стационарного полета пары самолет функционирует следующим образом (фигура).
В первом блоке 1 памяти хранятся начальные значения постоянной скорости V00 полета пары самолетов, скоростных ΔV01 флюктуаций ведущего самолета пары, флюктуаций ускорения a01 ведущего самолета пары, которые соответственно с первого 9, второго 10 и третьего 11 выходов первого блока 1 памяти поступают соответственно на первый 15, второй 16 и третий 17 входы вычислителя 3 скорости полета ведущего самолета. Кроме того, в первом блоке 1 памяти хранятся траекторные статистические характеристики - время корреляции
Figure 00000008
частота f1 и среднеквадратическое отклонение σv1 скоростных флюктуаций ведущего самолета пары, которые соответственно с четвертого 12, пятого 13 и шестого 14 выходов первого блока 1 памяти поступают соответственно на первый 18, второй 19 и третий 20 входы вычислителя 2 параметров динамической модели полета ведущего самолета, в котором в соответствии с выражениями (5), (6) и (7) вычисляются параметры динамической модели полета ведущего самолета пары, а также генерируется формирующий белый гауссовский шум n(t) с нулевым математическим ожиданием и единичной интенсивностью. Вычисленные численные значения параметров α1,β1,σ2 al и формирующий белый гауссовский шум соответственно с первого 21, второго 22, третьего 23 и четвертого 24 выходов вычислителя 2 параметров динамической модели полета ведущего самолета поступают соответственно на четвертый 25, пятый 26, шестой 27 и седьмой 28 входы вычислителя 3 скорости полета ведущего самолета, в котором в соответствии с выражениями (1)-(4) вычисляется значение скорости полета ведущего самолета пары V1(t), которое поступает на первый 29 выход динамической модели стационарного полета пары самолетов и на второй 46 вход вычислителя 8 дистанции.
Во втором блоке 4 памяти хранятся начальные значения скоростных ΔV02 флюктуаций ведомого самолета пары, флюктуаций ускорения а02 ведомого самолета пары и заданной дистанции d1,2, выдерживаемой ведомым самолетом относительно ведущего самолета пары, которые соответственно с первого 30, второго 31 и третьего 32 выходов второго блока 4 памяти поступают соответственно на первый 33, второй 34 входы вычислителя 7 скорости полета ведомого самолета и объединенные первые входы 35 и 36 вычислителя 8 дистанции и блока 5 выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета, в котором в зависимости от заданной дистанции d1,2 осуществляется выбор значений параметров динамической модели полета ведомого самолета β2 (квадрат частоты скоростных флюктуаций ведомого самолета), Δσ (приращение среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций ведомого самолета относительно среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций σv1 ведущего самолета) и λ (коэффициент устойчивости управления ведомым самолетом при выдерживании им заданной дистанции). Выбранные численные значения β2, Δσ и λ соответственно с первого 37, второго 38 и третьего 39 выходов блока 5 выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета поступают соответственно на первый 40, второй 41и третий 42 входы вычислителя 6 параметров динамической модели полета ведомого самолета, на четвертый 43 и пятый 44 входы которого поступают соответственно значения величин среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций σv1 ведущего самолета с шестого 14 выхода первого блока 1 памяти и текущее значение выдерживаемой ведомым самолетом заданной дистанции d3(t) относительно ведущего самолета с выхода 45 вычислителя 8 дистанции. В вычислителе 6 параметров динамической модели полета ведомого самолета по входным значениям величин β2, Δσ, λ, σv1 и dз(t) в соответствии с выражениями (8) и (9) вычисляются численные значения параметров α2, γ динамической модели полета ведомого самолета, которые соответственно с первого 51 и второго 52 выходов вычислителя 6 параметров динамической модели полета ведомого самолета поступают соответственно на четвертый 49 и пятый 50 входы вычислителя 7 скорости полета ведомого самолета, на третий 53 и шестой 54 входы которого поступают соответственно значения постоянной скорости V00 полета пары самолетов с первого 9 выхода первого блока 1 памяти и величины β2 с первого выхода 37 блока 5 выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета, в котором в соответствии с выражениями (10), (11) и (12) вычисляется скорость V2(t) полета ведомого самолета пары. Это значение скорости поступает на второй 48 выход динамической модели стационарного полета пары самолетов и на третий вход 47 вычислителя 8 дистанции, в котором в соответствии с выражением (13) вычисляется текущее значение выдерживаемой ведомым самолетом заданной дистанции dз(t).
Оценка адекватности предлагаемой динамической модели стационарного полета пары самолетов реальной динамике полета пары самолетов с различными дистанциями между ними осуществлялась экспериментально и путем моделирования следующим образом.
При проведении экспериментов с линейного выхода приемника импульсной-доплеровской РЛС сантиметрового диапазона волн с фазированной антенной решеткой были зарегистрированы радиолокационные сигналы, отраженные от реальной пары самолетов, летящих с заданными для выдерживания между ими дистанциями от 20 до 500 м. Путем корреляционной обработки зарегистрированных реальных радиолокационных сигналов были получены конкретные численные значения следующих параметров для ведущего самолета пары - время корреляции
Figure 00000008
частота f1 и среднеквадратическое отклонение σv1 скоростных флюктуаций и для ведомого самолета в зависимости от выдерживаемой им заданной дистанции d1-2 параметры β2, Δσ и λ, в диапазонах: 20 м < d1,2 ≤ 100 м; 100 м < d1,2 ≤ 300 м; 300 м < d1,2 ≤ 500 м.
Затем, путем моделирования была оценена адекватность предлагаемой динамической модели стационарного полета пары самолетов реальному их полету. При моделировании были приняты следующие исходные данные.
1. Заданная дистанция - d1,2=100 м.
2. Постоянная составляющая скорости полета пары самолетов - V0=V00(0)=200 м/с.
3. Реальные численные значения характеристик скоростных флюктуаций ведущего самолета (хранятся в первом блоке 1 памяти): τ1=5.32 с; f1=0.1 Гц; σv1=0.12 м/с.
4. В вычислителе 2 параметров динамической модели полета ведущего самолета в соответствии с выражениями (5), (6) и (7) вычислены параметры: α1=0.188 с-1; β1=0.394 рад2 с-2; σa1=0.079 м/с.
5. Для заданной дистанции d1,2=100 м в блоке 5 выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета выбраны следующие их реальные значения: λ=73; Δσv=0.3 м/с; β2=0.57 рад2с-2.
6. В вычислителе 6 параметров динамической модели полета ведомого самолета в соответствии с выражениями (8) и (9) вычислены параметры: α2=0.256 с-1; γ=0.02 рад2 с-3.
7. Моделирование проводилось при нулевых начальных условиях флюктуаций ведущего и ведомого самолетов пары, т.е ΔV1(0)=ΔV2(0)=0, а1(0)=а2(0)=0.
В результате моделирования при указанных в пунктах 1-7 реальных начальных условий на первом и втором выходах динамической модели стационарного полета пары самолетов были получены их реализации соответственно V1(t) (в соответствии с выражениями (1)-(4) в вычислителе 3) и V2(t) (в соответствии с выражениями (10)-(13) в вычислителе 7).
Затем, путем корреляционного обработки полученных реализаций были вычислены соответствующие статистические характеристики для реализаций V1(t), обусловленной скоростью полета ведущего самолета, и V2(t), обусловленной скоростью полета ведомого самолета. Из сравнения полученных в результате моделирования статистических характеристик с их реальными значениями, соответствующими полету ведущего и ведомого самолетов пары следует, что они различаются не более, чем на 10-12%, т.е. предлагаемая динамическая модель стационарного полета пары самолетов достаточно адекватна их реальному полету (для сравнения, неадекватность динамической модели полета самолета, приведенная в [2], составляет порядка 30%).
Источники информации
1. Ярлыков, М.С. Статистическая теория радионавигации / М.С. Ярлыков. - М.: Радио и связь, 1985, стр. 189, формула (6.19) (прототип).
2. Зингер, Р.А. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью / Р.А. Зингер // Зарубежная радиоэлектроника. -1971- №8.

Claims (19)

  1. Динамическая модель стационарного полета пары самолетов, содержащая первый блок памяти, в котором хранятся начальные значения постоянной скорости V00 полета пары самолетов, скоростных ΔV01 флюктуаций ведущего самолета пары, флюктуаций ускорения a01 ведущего самолета пары, времени корреляции τ1' частоты f1 и среднеквадратического отклонения σv1 скоростных флюктуаций ведущего самолета пары, вычислителя параметров динамической модели полета ведущего самолета в соответствии с выражениями
  2. Figure 00000015
  3. Figure 00000016
  4. Figure 00000017
  5. и формирующего белого гауссовского шума n(t) с нулевым математическим ожиданием и единичной интенсивностью, вычислителя скорости V1(t) полета ведущего самолета в соответствии с выражениями
  6. Figure 00000018
  7. Figure 00000019
  8. Figure 00000020
  9. Figure 00000021
  10. где V0 и ΔV1 - постоянная и флюктуационная составляющая скорости стационарного полета пары самолетов и ведущего самолета соответственно; а1 (t) - флюктуационная составляющая ускорения ведущего самолета, причем первый, второй, третий и четвертый, пятый, шестой выходы первого блока памяти соединены соответственно с первым, вторым, третьим входами вычислителя скорости полета ведущего самолета и первым, вторым и третьим входами вычислителя параметров динамической модели полета ведущего самолета, первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединены соответственно с четвертым, пятым, шестым и седьмым входами вычислителя скорости полета ведущего самолета, выход которого является первым выходом динамической модели стационарного полета пары самолетов, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены второй блок памяти, в котором хранятся начальные значения скоростных ΔV02 флюктуаций ведомого самолета пары, флюктуаций ускорения a01 ведомого самолета пары и заданной дистанции d1,2, выдерживаемой ведомым самолетом относительно ведущего самолета пары, блок выбора параметров β2, Δσ и λ динамической модели полета ведомого самолета, зависящих от заданной дистанции d1,2, где β2 - квадрат частоты скоростных флюктуаций ведомого самолета; Δσ - приращение среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций ведомого самолета относительно среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций σv1 ведущего самолета; λ - коэффициент устойчивости управления ведомым самолетом при выдерживании им заданной дистанции, вычислитель параметров динамической модели полета ведомого самолета в соответствии с выражениями
  11. Figure 00000022
  12. Figure 00000023
  13. где d3(t) - текущее значение выдерживаемой ведомым самолетом заданной дистанции относительно ведущего самолета, вычислитель скорости V2(t) полета ведомого самолета в соответствии с выражениями
  14. Figure 00000024
  15. Figure 00000025
  16. Figure 00000026
  17. где ΔV2(t) и а2(t) - соответственно флюктуационная составляющая скорости и ускорения полета ведомого самолета, и вычислитель дистанции, в котором вычисляется текущее значение выдерживаемой ведомым самолетом заданной дистанции относительно ведущего самолета в соответствии с выражением
  18. Figure 00000027
  19. причем первый, второй и третий выходы второго блока памяти соединены соответственно с первым, вторым входами вычислителя скорости полета ведомого самолета и объединенными первыми входами вычислителя дистанции и блока выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета, первый, второй и третий выходы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами вычислителя параметров динамической модели полета ведомого самолета, четвертый вход которого подключен к шестому выходу первого блока памяти, а пятый вход соединен с выходом вычислителя дистанции, второй и третий входы которого подключены соответственно к выходу вычислителя скорости полета ведущего самолета - первому выходу динамической модели стационарного полета пары самолетов и ко второму выходу динамической модели стационарного полета пары самолетов - выходу вычислителя скорости полета ведомого самолета, четвертый и пятый входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами вычислителя параметров динамической модели полета ведомого самолета, а третий и шестой входы подключены соответственно к первому выходу первого блока памяти и первому выходу блока выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета.
RU2017112439U 2017-04-11 2017-04-11 Динамическая модель стационарного полёта пары самолётов RU178366U1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017112439U RU178366U1 (ru) 2017-04-11 2017-04-11 Динамическая модель стационарного полёта пары самолётов

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017112439U RU178366U1 (ru) 2017-04-11 2017-04-11 Динамическая модель стационарного полёта пары самолётов

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU178366U1 true RU178366U1 (ru) 2018-03-30

Family

ID=61867746

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017112439U RU178366U1 (ru) 2017-04-11 2017-04-11 Динамическая модель стационарного полёта пары самолётов

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU178366U1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU191171U1 (ru) * 2018-09-03 2019-07-29 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Динамическая модель стационарного полёта звена из четырех самолётов со сменой форм боевых порядков и заданных дистанций в них

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100305857A1 (en) * 2009-05-08 2010-12-02 Jeffrey Byrne Method and System for Visual Collision Detection and Estimation
RU2468385C2 (ru) * 2010-12-13 2012-11-27 Федеральное государственное научное учреждение "Государственный научно-технологический центр "Наука" (ФГНУ "ГНТЦ "Наука") Способ сопровождения воздушной цели класса "вертолет"
WO2013061066A2 (en) * 2011-10-28 2013-05-02 Bae Systems Plc Identification and analysis of aircraft landing sites
RU137988U1 (ru) * 2013-11-18 2014-02-27 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 Устройство распознавания характера полёта пары самолётов в импульсно-доплеровской радиолокационной станции
US20160027336A1 (en) * 2012-04-23 2016-01-28 The Boeing Company Methods for Evaluating Human Performance in Aviation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100305857A1 (en) * 2009-05-08 2010-12-02 Jeffrey Byrne Method and System for Visual Collision Detection and Estimation
RU2468385C2 (ru) * 2010-12-13 2012-11-27 Федеральное государственное научное учреждение "Государственный научно-технологический центр "Наука" (ФГНУ "ГНТЦ "Наука") Способ сопровождения воздушной цели класса "вертолет"
WO2013061066A2 (en) * 2011-10-28 2013-05-02 Bae Systems Plc Identification and analysis of aircraft landing sites
US20160027336A1 (en) * 2012-04-23 2016-01-28 The Boeing Company Methods for Evaluating Human Performance in Aviation
RU137988U1 (ru) * 2013-11-18 2014-02-27 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 Устройство распознавания характера полёта пары самолётов в импульсно-доплеровской радиолокационной станции

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU191171U1 (ru) * 2018-09-03 2019-07-29 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Динамическая модель стационарного полёта звена из четырех самолётов со сменой форм боевых порядков и заданных дистанций в них

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2020052441A1 (zh) 目标分类方法和相关设备
RU178366U1 (ru) Динамическая модель стационарного полёта пары самолётов
RU2570111C1 (ru) Устройство радиолокационного распознавания воздушно-космических объектов
US20190187251A1 (en) Systems and methods for improving radar output
Livshitz et al. Preview control approach for laser-range-finder-based terrain following
KR102069100B1 (ko) 뉴럴 네트워크 기반 FMCW LiDAR 신호처리 시스템 및 방법
Gaiduchenko et al. Hypersonic vehicle trajectory classification using convolutional neural network
CN105182309A (zh) 一种动态调整雷达角误差的方法
RU191171U1 (ru) Динамическая модель стационарного полёта звена из четырех самолётов со сменой форм боевых порядков и заданных дистанций в них
CN109581369A (zh) 非均匀多通道恒差拍频率体制的雷达高度表
RU2695762C1 (ru) Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса &#34;воздух-воздух&#34; при её самонаведении на самолёт из состава их пары по его функциональному назначению по принципу &#34;ведущий-ведомый&#34;
CN109633596A (zh) 脉冲多普勒雷达体制下的多目标运动参数联合估计方法
Martin et al. Passive acoustic method for aircraft states estimation based on the Doppler effect
JP3628621B2 (ja) 乱気流検出装置および乱気流検出方法
RU91185U1 (ru) Устройство двухуровневого нейросетевого распознавания воздушных объектов по совокупности признаков
RU2598001C2 (ru) Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных летательных аппаратов с повышенной адаптацией к маневру носителя и система для его реализации
Zhao et al. Micro-motion parameters estimation using randomized stepped frequency radar
CN112835034A (zh) 一种双通道雷达对地测高系统及方法
Jiang et al. A High-resolution radar automatic target recognition method for small UAVs based on multi-feature fusion
KR101403357B1 (ko) 고도 적응형 전파고도계를 이용하는 정밀지형 참조 항법장치
RU73491U1 (ru) Допплеровский измеритель скорости
RU112755U1 (ru) Устройство формирования параметра рассогласования в радиоэлектронной системе управления самолетом в горизонтальной плоскости
Yang et al. Probability hypothesis density filter based on strong tracking MIE for multiple maneuvering target tracking
Gromek et al. A concept of using MapDrift autofocus for passive ISAR imaging
CN114488116B (zh) 一种基于两部两坐标外源雷达系统的3d目标跟踪方法

Legal Events

Date Code Title Description
MM9K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20180428