RU191171U1 - Динамическая модель стационарного полёта звена из четырех самолётов со сменой форм боевых порядков и заданных дистанций в них - Google Patents

Динамическая модель стационарного полёта звена из четырех самолётов со сменой форм боевых порядков и заданных дистанций в них Download PDF

Info

Publication number
RU191171U1
RU191171U1 RU2018131752U RU2018131752U RU191171U1 RU 191171 U1 RU191171 U1 RU 191171U1 RU 2018131752 U RU2018131752 U RU 2018131752U RU 2018131752 U RU2018131752 U RU 2018131752U RU 191171 U1 RU191171 U1 RU 191171U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
calculator
flight
link
distances
Prior art date
Application number
RU2018131752U
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Александрович Кучин
Денис Викторович Закомолдин
Игорь Вячеславович Кочетов
Андрей Александрович Скрынников
Максим Олегович Кузнецов
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 RU2018131752U priority Critical patent/RU191171U1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU191171U1 publication Critical patent/RU191171U1/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/02—Systems using reflection of radio waves, e.g. primary radar systems; Analogous systems
    • G01S13/50—Systems of measurement based on relative movement of target
    • G01S13/52—Discriminating between fixed and moving objects or between objects moving at different speeds
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S7/00—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00
    • G01S7/02—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00 of systems according to group G01S13/00
    • G01S7/40—Means for monitoring or calibrating
    • G—PHYSICS
    • G09—EDUCATION; CRYPTOGRAPHY; DISPLAY; ADVERTISING; SEALS
    • G09B—EDUCATIONAL OR DEMONSTRATION APPLIANCES; APPLIANCES FOR TEACHING, OR COMMUNICATING WITH, THE BLIND, DEAF OR MUTE; MODELS; PLANETARIA; GLOBES; MAPS; DIAGRAMS
    • G09B9/00—Simulators for teaching or training purposes
    • G09B9/02—Simulators for teaching or training purposes for teaching control of vehicles or other craft
    • G09B9/08—Simulators for teaching or training purposes for teaching control of vehicles or other craft for teaching control of aircraft, e.g. Link trainer
    • G09B9/40—Simulation of airborne radar
    • G—PHYSICS
    • G09—EDUCATION; CRYPTOGRAPHY; DISPLAY; ADVERTISING; SEALS
    • G09B—EDUCATIONAL OR DEMONSTRATION APPLIANCES; APPLIANCES FOR TEACHING, OR COMMUNICATING WITH, THE BLIND, DEAF OR MUTE; MODELS; PLANETARIA; GLOBES; MAPS; DIAGRAMS
    • G09B9/00—Simulators for teaching or training purposes
    • G09B9/02—Simulators for teaching or training purposes for teaching control of vehicles or other craft
    • G09B9/08—Simulators for teaching or training purposes for teaching control of vehicles or other craft for teaching control of aircraft, e.g. Link trainer
    • G09B9/44—Simulators for teaching or training purposes for teaching control of vehicles or other craft for teaching control of aircraft, e.g. Link trainer providing simulation in a real aircraft flying through the atmosphere without restriction of its path

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Business, Economics & Management (AREA)
  • Educational Administration (AREA)
  • Educational Technology (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 совместного сопровождения произвольного количества самолетов в составе группы при стационарном полете и распознавания их функционального назначения по принципу «ведущий - ведомый», формы их боевого порядка («пеленг», «клин» и др.). Достигаемый технический результат - повышение адекватности описания динамики стационарного полета звена из четырех самолетов со сменой форм боевых порядков и заданных для выдерживания дистанций между самолетами группы. Полезная модель состоит из блока памяти 1, блока 2 выбора параметров динамических моделей полета ведомых самолетов, вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена, вычислителя 4 скорости полета ведущего самолета, вычислителей 5, 6, 7 скоростей полета соответственно второго, третьего и четвертого ведомых самолетов звена, вычислителей 8, 9, 10 дистанций, вычислителя 11 формы боевого порядка звена, вычислителя 12 варианта заданных для выдерживания дистанций, переключателя 13 структуры модели, генератора 14 белого гауссовского шума. 2 ил.

Description

Предлагаемая полезная модель относится к области вторичной обработки сигналов и может быть использована при разработке и моделировании алгоритмов совместного сопровождения произвольного количества самолетов в составе группы при стационарном полете и распознавания их функционального назначения по принципу «ведущий - ведомый», формы их боевого порядка («пеленг», «клин» и др.) и идентификации задаваемых для выдерживания дистанций между самолетами в этих боевых порядках.
Известна динамическая модель стационарного полета пары самолетов, описываемая следующей системой уравнений [1]
Figure 00000001
где
V1(t), V0 и ΔV1(t) - скорость стационарного полета ведущего самолета, ее постоянная и флюктуационная составляющая соответственно;
ΔV01 - начальное значение флюктуационной составляющей скорости полета ведущего самолета;
a1(t) и a01 - флюктуационная составляющая ускорения ведущего самолета и ее начальное значение соответственно;
Figure 00000002
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;
dз(t) - текущее значение выдерживаемой ведомым самолетом дистанции относительно ведущего самолета;
Figure 00000003
- заданная дистанция, выдерживаемая ведомым самолетом относительно ведущего;
V2(t) и ΔV2 - скорость стационарного полета ведомого самолета и ее флюктуационная составляющая соответственно;
ΔV02 - начальное значение флюктуационной составляющей полета ведомого самолета;
а2(t) и а02 - флюктуационная составляющая ускорения ведомого самолета и ее начальное значение соответственно;
α2, γ - параметров динамической модели полета ведомого самолета
Figure 00000004
β2, Δσ и K - параметры динамической модели полета ведомого самолета, зависящие от заданной для выдерживания ведомым самолетом дистанции d1,2;
β2 - квадрат частоты скоростных флюктуаций ведомого самолета;
Δσ - приращение среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций ведомого самолета относительно среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций σv1 ведущего самолета;
K - коэффициент устойчивости управления ведомым самолетом при выдерживании им заданной дистанции.
Данная динамическая модель может быть реализована (фиг. 1) в виде блока 1 памяти, в котором хранятся значения времени корреляции
Figure 00000005
частоты f1 и среднеквадратического отклонения σv1 скоростных флюктуаций ведущего самолета, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV01 и флюктуаций ускорения a01 ведущего самолета, постоянной скорости V00 полета пары самолетов, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV02 и флюктуаций ускорения а02 ведомого самолета заданной дистанции d1,2, выдерживаемой ведомым самолетом относительно ведущего самолета пары, блока 2 выбора параметров β2, Δσ и K динамической модели полета ведомого самолета, зависящих от заданной дистанции d1,2, вычислителя 3 в соответствии с формулами (9), (10), (11) и (12), (13) параметров α1, β1, σ2 a1 и α2, γ динамических моделей полета соответственно ведущего и ведомого самолетов пары, вычислителя 4 скорости V1(t) полета ведущего самолета в соответствии с уравнениями (1)-(3), вычислителя 5 скорости V2(t) полета ведомого самолета в соответствии с уравнениями (6)-(8), вычислителя 6 дистанции, в котором вычисляется текущее значение выдерживаемой ведомым самолетом дистанции dз(t) относительно ведущего самолета в соответствии с выражением (4), генератора 7 белого гауссовского шума n(t) с нулевым математическим ожиданием и единичной интенсивностью, причем первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой и девятый выходы блока памяти соединены соответственно с четвертым, пятым, шестым входами вычислителя параметров динамической модели, с первым, вторым, третьим входами вычислителя скорости полета ведущего самолета, с четвертым, пятым входами вычислителя скорости полета ведомого самолета, с первым входом динамической модели полета ведомого самолета, также шестой и девятый выходы блока памяти соединены соответственно с третьим входом вычислителя скорости полета ведущего самолета и первым входом вычислителя дистанции; первый, второй и третий выходы блока выбора параметров динамической модели полета ведомого самолета соединены соответственно с четвертым, третьим и вторым входами вычислителя параметров динамической модели полета пары самолетов, также первый выход блока выбора параметров динамической модели соединен с шестым входом вычислителя скорости полета ведомого самолета; первый, второй, третий, четвертый и пятый выходы вычислителя параметров динамической модели полета пары самолетов соединены соответственно с шестым, пятым, четвертым входами вычислителя скорости полета ведущего самолета и первым и вторым входами вычислителя скорости полета ведомого самолета; первый выход вычислителя скорости полета ведущего самолета соединен с третьим входом вычислителя дистанции; первый выход вычислителя скорости полета ведомого самолета соединен со вторым входом вычислителя дистанции; первый выход вычислителя дистанции соединен с первым входом вычислителя параметров динамической модели полета пары самолетов; первые выходы вычислителей скорости полета ведущего и ведомого самолетов и дистанции являются выходами динамической модели стационарного полета пары самолетов.
Недостатком данной динамической модели стационарного полета пары самолетов является отсутствие возможности с ее помощью адекватно описать стационарный полет звена из четырех самолетов со сменой форм боевых порядков и заданных для выдерживания дистанций между самолетами группы, оказывающей влияние как на структуру динамической модели полета группы, так и на значение ее параметров - квадрата частоты скоростных флюктуаций βij ведомых самолетов, приращений Δσij среднеквадратических отклонений скоростных флюктуаций ведомых самолетов относительно среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций ведущего самолета, коэффициентов Kij устойчивости управления ведомыми самолетами при выдерживании ими заданных дистанций.
Данная неадекватность динамической модели стационарного полета пары самолетов в целом негативно влияет на качество разрабатываемых алгоритмов сопровождения воздушных целей и распознавания функционального назначения самолетов группы по принципу «ведущий - ведомый», формы их боевого порядка и задаваемых для выдерживания дистанций, а также на качество моделирования таких алгоритмов с целью получения их характеристик.
Заявляемая полезная модель направлена на достижение цели - адекватно описать динамику стационарного полета звена из четырех самолетов со сменой форм боевых порядков и задаваемых для выдерживания дистанций между самолетами группы.
С этой целью динамическая модель стационарного полета пары самолетов обобщена на случай полета звена из четырех самолетов, а также в ней учтена возможность смены форм боевых порядков и задаваемых для выдерживания дистанций между самолетами группы.
Предлагаемая модель строиться при следующих допущениях:
время полете звена самолетов в одной форме боевого порядка значительно превосходит время его перестроения в другую форму боевого порядка;
время полета звена при выдерживании его самолетами одного варианта заданных дистанций значительно превосходит время набора этими самолетами нового варианта задаваемых дистанций.
Сделанные допущения позволяют моделировать смены форм боевых порядков и заданных для выдерживания дистанций между самолетами группы случайными скачкообразными процессами.
Под стационарностью полета звена в предлагаемой модели понимается постоянство детерминированной составляющей V0 радиальных скоростей взаимного сближения самолетов звена с истребителем - носителем бортовой радиолокационной станции.
С целью адекватного описания динамики стационарного полета звена из четырех самолетов со сменой форм боевых порядков и задаваемых для выдерживания дистанций между самолетами группы в динамическую модель стационарного полета пары самолетов дополнительно введены два вычислителя скорости 6, 7 ведомых самолетов, два вычислителя дистанций 9, 10, вычислитель 11 формы боевого звена, вычислитель 12 варианта заданных дистанций и переключатель 13 структуры модели (фиг. 2). Помимо этого, в блок памяти 1 дополнительно помещены для хранения ряд распределения вероятностей pi(0) начальной формы боевого звена, ряд условных распределений вероятностей
Figure 00000006
начальных вариантов задаваемых для выдерживания дистанций при фиксированной форме hk боевого порядка звена, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV03 и флюктуаций ускорения а03 третьего самолета, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV04 и флюктуаций ускорения а04 четвертого самолета; блок 2 выбора параметров динамической модели дополнительно расширен для определения параметров полета ведомых самолетов β2j, β3j, β4j, Δσij и Kij, при различных вариантах j задаваемых для выдерживания дистанций
Figure 00000007
; вычислитель 3 параметров динамической модели дополнительно стал рассчитывать α4j, γ4j, α3j, γ3j, α2j, γ2j также зависящие от вариантов j заданных для выдерживания боевого порядка дистанций.
Усовершенствованная динамическая модель стационарного полета звена самолетов описывается следующими выражениями для функционально-связанных координат системой уравнений
Figure 00000008
Figure 00000009
для смены формы боевого порядка звена
Figure 00000010
для смены дистанций между самолетами звена при фиксированной форме его боевого порядка
Figure 00000011
где Vi(t) - радиальная скорость i-го самолета звена относительно носителя бортовой радиолокационной станции (i=1 - соответствует ведущему самолету);
V0 - постоянная составляющая (среднее значение) скорости самолетов в составе звена;
ΔVi(t) - флюктуационная составляющая радиальной скорости i-го самолета звена;
ai(t) - радиальное ускорение i-го самолета звена относительно носителя бортовой радиолокационной станции;
Figure 00000012
- текущее значение дистанции между i-м и mi-м самолетами;
Figure 00000013
- заданная для выдерживания дистанция между i-м и mi-м самолетами, соответствующая j-му варианту заданных дистанций;
Figure 00000014
- коэффициент, обратный времени τv корреляции для автокорреляционной функции траекторий доплеровских частот (скоростей) ведущего самолета;
β1=(2πfv)2 - квадрат частоты собственных колебаний автокорреляционной функции, которые обусловлены скоростными флюктуациями ведущего самолета;
Figure 00000015
- дисперсия ускорения ведущего самолета;
n(t) - формирующий БГШ с нулевым средним значением и единичной интенсивностью;
αjj, βij, γij - коэффициенты для i-го самолета ГВЦ при j-м варианте заданных дистанций;
Figure 00000016
- начальные значения соответственно флюктуационной составляющей скорости ВЩ, ускорения ВЩ, заданной дистанции между i-м и mi-м самолетами, соответствующей j-му варианту заданных дистанций, флюктуационной составляющей скорости i-го ВМ самолета, ускорения i-го ВМ самолета;
i - условный порядковый номер ЛА в ГВЦ (i=1 - соответствует ВЩ);
mi - условный порядковый номер ЛА, относительно которого выдерживает заданную
Figure 00000017
дистанцию i-й самолет ГВЦ;
m=(m2,m3,m4) - вектор, задающий форму БП (например, для БП «пеленг» m=(1,2,3), а для - «клин» m=(1,1,3));
j - номер варианта заданных для выдерживания дистанций;
d - количество вариантов заданных для выдерживания дистанций;
tk - случайные моменты смены формы боевого порядка ГВЦ;
hk - номер индекса формы боевого порядка (1 - клин, 2 - пеленг), в который ГВЦ перестраивается в момент tk;
X~pi(0) - начальное значение формы боевого порядка ГВЦ, заданное рядом распределения pi(0);
Figure 00000018
- случайный интервал времени с момента построения ГВЦ в hk-ю форму боевого порядка до ее перестроения в j-ю;
τij~Ехр{λij} - случайные интервалы времени между сменами форм боевых порядков ГВЦ, распределенные по экспоненциальному закону с параметрами λij (λij - интенсивность перестроения ГВЦ из i-й формы боевого порядка в j-ю);
s1(t) - марковский случайный скачкообразный процесс смены форм боевых порядков;
xk - случайные моменты смены задаваемых для выдерживания дистанций при hk-й форме боевого порядка ГВЦ;
rk - номер варианта задаваемых для выдерживания дистанций при hk-й форме боевого порядка ГВЦ, на который в момент xk меняется текущий вариант (например, для пеленга были d11,2=d12,3=d12,3=50 м, а стали d11,2=d12,3=d12,3=150 м);
Figure 00000019
- начальное значение варианта задаваемых для выдерживания дистанций при hk-й форме боевого порядка ГВЦ, заданное условным рядом распределения
Figure 00000020
;
- случайный интервал времени с момента задания для выдерживания rn-го варианта дистанций до момента смены его на j-й при hk-й форме боевого порядка ГВЦ;
Figure 00000021
- случайные интервалы времени между сменами вариантов задаваемых для выдерживания дистанций при hk-й форме боевого порядка ГВЦ, распределенные по экспоненциальному закону с параметрами μij (μij - интенсивность замены i-го варианта задаваемых дистанций на j-й);
s2(t) - условно-марковский случайный скачкообразный процесс смены вариантов задаваемых для выдерживания дистанций при фиксированной форме боевого порядка звена.
На фигуре 2 представлена блок-схема динамической модели стационарного полета звена самолетов со сменой форм боевых порядков и задаваемых для выдерживания дистанций между самолетами группы.
Полученная динамическая модель может быть реализована в виде
блока памяти 1, в котором хранятся ряд распределения вероятностей pi(0) начальной формы боевого порядка ГВЦ, ряд условных распределений вероятностей
Figure 00000020
начальных вариантов задаваемых для выдерживания дистанций при фиксированной форме hk боевого порядка ГВЦ, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV01 и флюктуаций ускорения а01 ведущего самолета, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV02 и флюктуаций ускорения а02 второго самолета, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV03 и флюктуаций ускорения а03 третьего самолета, постоянной скорости V00 полета звена самолетов, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV04 и флюктуаций ускорения а04 четвертого самолета, время корреляции τ1, частота f1 и среднеквадратическое отклонение σv1 скоростных флюктуаций ведущего самолета звена;
блока 2 выбора параметров β2j, β3j, β4j, Δσij и Kij динамических моделей полета ведомых самолетов, зависящих от варианта j заданных для выдерживания боевого порядка дистанций
Figure 00000022
;
вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена самолетов α1, β1, σ2 a1 для ведущего самолета в соответствии с выражениями (8)-(10), а также для ведомых самолетов соответственно α4j, γ4j, α3j, γ3j, α2j, γ2j по формулам
Figure 00000023
вычислителя 4 скорости V1(t) полета ведущего самолета в соответствии с выражениями (13)-(15)
вычислителей 5, 6, 7 скоростей V2(t), V3(t) и V4(t) полета соответственно второго, третьего и четвертого ведомых самолетов в соответствии с выражениями (17)-(19);
вычислителей 8, 9, 10 дистанции, в которых вычисляются текущие значения выдерживаемых ведомыми самолетами дистанций относительно впереди летящих самолетов в соответствии с выражениями (16);
вычислителя 11 формы боевого порядка звена в соответствии с выражениями (21);
вычислителя 12 варианта заданных для выдерживания дистанций при фиксированной форме БП в соответствии с выражениями (22);
переключателя 13 структуры модели по формуле
Figure 00000024
генератора 14 белого гауссовского шума.
причем первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой, девятый, десятый, одиннадцатый, двенадцатый, тринадцатый, четырнадцатый выходы блока памяти 1 соединены соответственно с первым входом вычислителя 11 формы боевого порядка звена, со вторым входом вычислителя 12 варианта заданных дистанций, со вторым и третьим входами вычислителя 4 скорости полета ведущего самолета, со вторым и третьим входами вычислителя 5 скорости полета второго самолета, с первым, вторым и третьим входами вычислителя 6 скорости полета третьего самолета, с четвертым и вторым входами вычислителя 7 скорости полета четвертого самолета, с первым, вторым и третьим входами вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена, также девятый выход блока 1 памяти соединен с четвертым входом вычислителя 4 скорости полета ведущего самолета, с четвертым входом вычислителя 5 скорости полета второго самолета и с первым входом вычислителя 7 скорости полета четвертого самолета;
первый, второй, третий, четвертый и пятый выходы блока 2 выбора параметров динамических моделей ведомых самолетов соединены соответственно с четвертым, пятым, шестым, седьмым и восьмым входами вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена, также первый, второй и третий выходы блока выбора параметров динамических моделей ведомых самолетов соединены соответственно с третьим, пятым и первым входами вычислителей 7, 6, 5 скоростей полета соответственно четвертого, третьего и второго самолетов звена;
первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой и девятый выходы вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена соединены соответственно с пятым, шестым, седьмым входами вычислителя 4 скости полета ведущего самолета, с пятым и шестым входами вычислителя 7 скорости полета четвертого самолета, с шестым и седьмым входами вычислителя 6 скорости полета третьего самолета, с четвертым и пятым входами вычислителя 5 скорости полета второго самолета;
первый выход вычислителя 4 скорости полета ведущего самолета соединен со вторым входом переключателя 13 структуры и с первым входом первого вычислителя 8 дистанции;
первый выход вычислителя 5 скорости полета второго самолета соединен с третьим входом переключателя 13 структуры и со вторым входом первого вычислителя 8 дистанции;
первый выход вычислителя 6 скорости полета третьего самолета соединен с третьим входом второго вычислителя 9 дистанции и с первым входом третьего вычислителя 10 дистанции;
первый выход вычислителя 7 скорости полета четвертого самолета соединен с третьим входом третьего вычислителя 10 дистанции;
первые выходы первого, второго и третьего вычислителей 8, 9, 10 дистанций соединены соответственно с девятым, десятым и одиннадцатым входами вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена;
первый выход вычислителя 11 формы боевого порядка звена соединен с первым входом переключателя 13 структуры;
первый, второй и третий выходы вычислителя 12 варианта заданных дистанций соединены соответственно с третьим, вторым и вторым входами соответственного первого, второго и третьего вычислителей 8, 9, 10 дистанций;
первый выход переключателя 13 структуры соединен с первым входом второго вычислителя 9 дистанции;
первый выход генератора 14 белого гауссовского шума соединен с первым входом вычислителя 4 скорости полета ведущего самолета;
первые выходы вычислителей 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 скоростей полета ведущего и ведомых самолетов и дистанций являются выходами динамической модели стационарного полета звена самолетов со сменой форм боевых порядков и заданных для выдерживания дистанций между самолетами группы.
Новым признаком, обладающим существенным отличием, являются случайная и скачкообразная смена структуры динамической модели стационарного полета звена из четырех самолетов описываемая выражениями (21), (22) и (25) соответственно для смены форм боевых порядков и заданных для выдерживания дистанций между самолетами группы, а также определяемые для фиксированной структуре m=(m2,m3,m4) значения
Figure 00000025
, и выбираемые по ним значения βij, Δσij, Kij, с помощью которых вычисляются по формулам (23) и (24) параметры αij, γij модели.
Данный признак обладает существенным отличием, так как в известных моделях не обнаружен.
Применение нового признака в совокупности с известными признаками позволит в целом адекватно описать динамику стационарного полета звена самолетов со сменой форм боевых порядков и выдерживаемых дистанций между самолетами группы.
Динамическая модель стационарного полета звена самолетов со сменой форм боевых порядков и выдерживаемых дистанций между самолетами группы функционирует следующим образом (фигура 2).
В блоке 1 памяти хранятся значения начального распределения вероятностей pi(0) форм боевых порядков и интенсивности λij перестроения звена в различные формы боевых порядков, которые с первого выхода блока 1 памяти поступают на первый вход вычислителя 11 формы боевого порядка звена.
Кроме того, в блоке 1 памяти хранятся значения начального условного распределения вероятностей
Figure 00000026
вариантов задаваемых для выдерживания дистанций при hk-й форме боевого порядка звена и условные интенсивности
Figure 00000027
смены вариантов задаваемых для выдерживания дистанций при фиксированной форме боевого порядка, которые со второго выхода блока 1 памяти поступают на второй вход вычислителя 12 формы варианта задаваемых дистанций.
Кроме того, в блоке 1 памяти хранятся начальные значения скоростных флюктуаций ΔV01 и флюктуаций ускорения а01 ведущего самолета, значение постоянной скорости V00 полета звена самолетов, которые с третьего, четвертого и девятого выходов блока 1 памяти поступаю на второй, третий и четвертый входы вычислителя скорости полета ведущего самолета. Также значение постоянной скорости V00 полета звена самолетов с девятого выхода блока 1 памяти поступают на четвертый, четвертый и первый входы соответственно вычислителей 5, 6, 7 скоростей полета второго, третьего и четвертого самолетов.
Кроме того, в блоке 1 памяти хранятся начальные значения скоростных флюктуаций ΔV02 и флюктуаций ускорения а02 второго самолета, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV03 и флюктуаций ускорения а03 третьего самолета, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV04 и флюктуаций ускорения а04 четвертого самолета, которые с пятого, шестого, седьмого, восьмого, десятого, одиннадцатого выходов блока 1 памяти поступают соответственно на второй и третий входы вычислителя 5 скорости полета второго самолета, на первый, второй входы вычислителя 6 скорости полета третьего самолета, на четвертый и второй входы вычислителя 7 скорости полета четвертого самолета.
Кроме того, в блоке 1 памяти хранятся время корреляции τ1, частота f1 и среднеквадратическое отклонение σv1 скоростных флюктуаций ведущего самолета звена, которые с двенадцатого, тринадцатого и четырнадцатого выходов блока 1 памяти поступают на первый, второй, третий входы вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена.
В блоке 2 выбора параметров динамических моделей ведомых самолетов на основе j-го варианта заданных для выдерживания боевого порядка дистанций
Figure 00000028
, поступающих на первый, второй и третий входы происходит выбор параметров β2j, β3j, β4j, Δσij и Kij динамических моделей полета ведомых самолетов, которые с первого, второго, третьего, четвертого и пятого выходов блока 2 выбора параметров динамических моделей ведомых самолетов поступают на четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой входы вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена. Также значения квадратов частоты собственных колебаний автокорреляционных функций, обусловленных скоростными флюктуациями четвертого, третьего и второго ведущих самолетов с первого, второго и третьего выходов блока 2 выбора параметров динамических моделей ведомых самолетов поступают на третий, пятый, первый входы соответственно вычислителей 7, 6, 5 скоростей полета четвертого, третьего и второго самолетов.
В вычислителе 3 параметров динамической модели полета звена, в котором в соответствии с выражениями (8), (9) и (10) вычисляются параметры динамической модели полета ведущего самолета звена, а также в соответствии с выражениями (23), (24) параметры для ведомых самолетов. Вычисленные численные значения параметров α1, β1, σ2 a1 и α4j, γ4j, α3j, γ3j, α2j, γ2j для фиксированного варианта j задаваемых для выдерживания дистанций с первого, второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого, девятого выходов вычислителе 3 параметров динамической модели полета звена поступают соответственно на пятый, шестой, седьмой входы вычислителя 4 скорости полета ведущего самолета, пятый, шестой входы вычислителя 7 скорости полета четвертого самолета, на шестой, седьмой входы вычислителя 6 скорости полета третьего самолета, на шестой, пятый входы вычислителя 5 скорости полета второго самолета.
В вычислителе 4 в соответствии с выражениями (13)-(15) вычисляется скорость полета ведущего самолета, которая с первого выхода вычислителя 4 скорости полета ведущего самолета поступает на второй и первый входы соответственно переключателя 13 структуры и первого вычислителя 8 дистанции.
В вычислителе 5 в соответствии с выражениями (17)-(19) при i=2 вычисляется скорость полета второго самолета, которая с первого выхода вычислителя 5 скорости полета второго самолета поступает на третий и второй вход соответственно переключателя 13 структуры и первого вычислителя 8 дистанции.
В вычислителе 6 в соответствии с выражениями (17)-(19) при i=3 вычисляется скорость полета третьего самолета, которая с первого выхода вычислителя 6 скорости полета третьего самолета поступает на третий и первый входы соответственно второго и третьего вычислителей 9 и 10 дистанций.
В вычислителе 7 в соответствии с выражениями (17)-(19) при i=4 вычисляется скорость полета третьего самолета, которая с первого выхода вычислителя 6 скорости полета третьего самолета поступает на третий и первый входы соответственно второго и третьего вычислителей 9 и 10 дистанций.
В первом вычислителе 8 дистанции в соответствии с выражением (16) при i=2 вычисляется текущее значение дистанции между вторым и ведущим самолетами, которое с первого выхода первого вычислителя 8 дистанции поступает на девятый вход вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена.
Во втором вычислителе 9 дистанции в соответствии с выражением (16) при i=3 вычисляется текущее значение дистанции в зависимости от значения (25) переключателя 13 структуры, для m3=1 между третьим и ведущим самолетами или для m3=2 между третьим и вторым самолетами, которое с первого выхода второго вычислителя 9 дистанции поступает на десятый вход вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена.
В третьем вычислителе 10 дистанции в соответствии с выражением (16) при i=4 вычисляется текущее значение дистанции между четвертым и третьим самолетами, которое с первого выхода третьего вычислителя 10 дистанции поступает на одиннадцатый вход вычислителя 3 параметров динамической модели полета звена.
В вычислителе 11 в соответствии с выражением (21) вычисляется индекс формы боевого порядка звена, который с первого выхода вычислителя 11 формы боевого порядка звена поступает на первый вход вычислителя 12 варианта заданных дистанций и на первый вход переключателя 13 структуры.
В вычислителе 12 в соответствии с выражением (22) вычисляется индекс варианта задаваемых для выдерживания дистанций для фиксированного боевого порядка звена, которые с первого, второго и третьего выхода вычислителя 12 варианта задаваемых для выдерживания дистанций поступают на третий, второй и второй входы соответственно первого, второго и третьего вычислителей 8, 9, 10 дистанций.
В переключателе 13 структуры в соответствии с выражением (25) в зависимости от формы боевого порядка выбирается флюктуационная составляющая
Figure 00000029
радиальной скорости, участвующая в вычислении дистанции, которая с первого выхода переключателя 13 структуры поступает на первых вход второго вычислителя 9 дистанции.
В генераторе 14 генерируется формирующий белый гауссовский шум n(t) с нулевым математическим ожиданием и единичной интенсивностью, который с первого выхода генератора 14 поступает на первый вход вычислителя 4 скорости полета ведущего самолета.
Значения вычисленных скоростей и дистанций с первых выходов вычислителей 4, 5, 6, 7 скоростей и первых выходов вычислителей 8, 9, 10 дистанций подаются соответственно на первый, третий, пятый, седьмой, второй, четвертый, шестой выходы динамической модели стационарного полета звена.
Оценка адекватности предлагаемой динамической модели стационарного полета звена реальной динамике полета четырех самолетов со сменой форм боевых порядков и задаваемых для выдерживания дистанций 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 реального звена самолетов, летящих с чередованием боевых порядков «клин» - «пеленг», а также задаваемых для выдерживания между самолетами дистанций 35/200/400 м.
Путем корреляционной обработки зарегистрированных реальных радиолокационных сигналов были получены конкретные численные значения следующих параметров: для ведущего самолета звена - время корреляции τ1, частота f1 и среднеквадратическое отклонение σv1 скоростных флюктуаций; а для ведомых самолетов при различных вариантах j задаваемых для выдерживания дистанций
Figure 00000030
параметры β2j, β3j, β4j, Δσij и Kij.
Также путем статистической обработки зарегистрированных реальных радиолокационных сигналов были получены конкретные численные значения начального распределения вероятностей р1(0)=р2(0)=0,5 форм боевых порядков и интенсивности λ12=0,005 с-1, λ21=0,01 с-1 перестроения звена соответственно из боевого порядка «клин» в боевой порядок «пеленг» и обратно, а также начального условного распределения вероятностей
Figure 00000031
вариантов задаваемых для выдерживания дистанций соответственно при боевом порядке «клин» и «пеленг», а также условные интенсивности μ12(1)=μ21(1)=μ23(1)=μ32(1)=0,07, μ13(1)=μ31(1)=0,02; и μ12(2)=μ21(2)=μ23(2)=μ32(2)=0,05, μ13(2)=μ31(2)=0,03; смены вариантов задаваемых для выдерживания дистанций соответственно при боевом порядке «клин» и «пеленг».
Затем, путем моделирования была оценена адекватность предлагаемой динамической модели стационарного полета звена самолетов реальному их полету. При моделировании были приняты следующие исходные данные.
1. Варианты задаваемых дистанций
1 вариант -
Figure 00000032
;
2 вариант -
Figure 00000033
;
3 вариант -
Figure 00000034
.
Постоянная составляющая скорости полета пары самолетов - V0=200 м/с.
Реальные численные значения характеристик скоростных флюктуаций ведущего самолета (хранятся в блоке 1 памяти): τ1=5,32 с; f1=0,1 Гц; σv1=0,12 м/с.
4. Для вариантов задаваемых дистанций 35/200/400 м в блоке 2 выбора параметров динамических моделей ведомых самолетов выбраны следующие их реальные значения:
для 1 варианта дистанций -
Figure 00000035
; β21=β31=β41=1,975 рад2с-2; Δσ21=Δσ31=Δσ41=0,19 м/с; K21=K31=K41=8,7;
для 2 варианта дистанций -
Figure 00000036
; β22=β32=β42=0,495 рад2с-2; Δσ22=Δσ32=Δσ42=0,3 м/с; K22=K32=K42=19,5;
для 3 варианта дистанций -
Figure 00000037
; β23=β33=β43=0,047 рад2с-2; Δσ23=Δσ33=Δσ43=1,32 м/с; K23=K33=K43=1,75.
5. В вычислителе 3 параметров динамической модели полета звена для ведущего самолета в соответствии с выражениями (8), (9) и (10) вычислены параметры: α1=0,188 с-1; β1=0,394 рад2с-2; σa1=0,079 м/с, а также для ведомых самолетов в соответствии с выражениями (23) и (24) параметры
α21=α31=α41=0,077 с-1; γ21=γ31=γ41=0,0174 рад2с-3;
α22=α32=α42=0,041 с-1; γ22=γ32=γ42=0,001 рад2с-3;
α23=α33=α43=0,006 с-1; γ23=γ33=γ43=0,0002 рад2с-3.
6. Моделирование проводилось при нулевых начальных условиях флюктуаций ведущего и ведомых самолетов звена, т.е.
ΔV1(0)=ΔV2(0)=ΔV3(0)=ΔV4(0)=0, a1(0)=а2(0)=а3(0)=a4(0)=0.
В результате моделирования при указанных в пунктах 1-6 реальных начальных условий на первом, третьем, пятом, седьмом выходах динамической модели стационарного полета звена самолетов со сменой форм боевых порядков и выдерживаемых дистанций между самолетами группы были получены их реализации соответственно V1(t) (в соответствии с выражениями (13)-(15) в вычислителе 4) и V2(t), V3(t), V4(t) (в соответствии с выражениями (17)-(19) в вычислителях 5, 6, 7).
Затем, путем корреляционного обработки полученных реализаций были вычислены соответствующие статистические характеристики для реализаций V1(t), обусловленной скоростью полета ведущего самолета, и V2(t), V2(t), V4(t), обусловленных скоростью полета ведомых самолетов. Из сравнения полученных в результате моделирования статистических характеристик с их реальными значениями, соответствующими полету ведущего и ведомых самолетов звена следует, что они различаются не более, чем на 10-12%, т.е. предлагаемая динамическая модель стационарного полета звена со сменой форм боевых порядков и задаваемых для выдерживания дистанций между самолетами группы достаточно адекватна его реальному полету (для сравнения, неадекватность динамической модели полета самолета, приведенная в [2], составляет порядка 30%).
Источники информации
1. Богданов А.В., Закомолдин Д.В., Иванов И.М., Миронович С.Я., Мухаммад Ф.Н, Сидаченко К.Ф. Распознавание характера полета пары самолетов в РЛС на основе калмановского подхода // Обработка, передача и отображение информации о быстропротекающих процессах: материалы XXV Всеросс. науч.-техн. конф. шк.-семинара. (Сочи, октябрь 2014 г.) - М.: РПА «АПР», 2014. - С. 98-104.
2. Зингер, Р.А. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью / Р.А. Зингер // Зарубежная радиоэлектроника. - 1971 - №8.

Claims (40)

  1. Динамическая модель стационарного полета звена из четырех самолетов, содержащая блок памяти, в котором хранятся значения времени корреляции τ1, частоты f1 и среднеквадратического отклонения σv1 скоростных флюктуаций ведущего самолета, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV01 и флюктуаций ускорения а01 ведущего самолета, постоянной скорости V00 полета звена самолетов, начальные значения скоростных флюктуаций ΔV02, ΔV03, ΔV04 и флюктуаций ускорения а02, а03, а04 соответственно второго, третьего и четвертого самолетов, блок выбора параметров динамических моделей полета ведомых самолетов β2j, β3j, β4j, Δσij и Kij, при различных вариантах j, задаваемых для выдерживания дистанций
    Figure 00000038
    где βij - квадрат частоты собственных колебаний автокорреляционной функции для i-го самолета звена при j-м варианте заданных дистанций; Δσij - приращение среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций i-го ведомого самолета звена относительно среднеквадратического отклонения скоростных флюктуаций σv1 ведущего самолета при j-м варианте заданных дистанций; Kij - коэффициент устойчивости управления i-го самолета звена при j-м варианте заданных дистанций;
    Figure 00000039
    - заданная для выдерживания дистанция между i-м и mi-м самолетами, соответствующая j-му варианту заданных дистанций;
    Figure 00000040
    где J - количество вариантов заданных дистанций,
  2. вычислитель параметров динамической модели в соответствии с выражениями
  3. Figure 00000041
  4. Figure 00000042
  5. Figure 00000043
  6. Figure 00000044
  7. Figure 00000045
  8. где σa1 - среднеквадратическое отклонение флюктуаций ускорения ведущего самолета,
  9. вычислитель скорости V1(t) полета ведущего самолета в соответствии с выражениями
  10. Figure 00000046
  11. Figure 00000047
  12. Figure 00000048
  13. Figure 00000049
  14. где V0(t) - постоянная составляющая скорости самолетов в составе звена с начальным значением V00; ΔV1(t) - флюктуационная составляющая радиальной скорости ведущего самолета звена с начальным значением ΔV01; a1(t) - флюктуационная составляющая радиального ускорения ведущего самолета звена относительно носителя бортовой радиолокационной станции с начальным значением а01; n(t) - формирующий белый гауссовский шум с нулевым средним значением и единичной интенсивностью, вычислители скорости полета второго, третьего и четвертого самолетов в соответствии с выражениями
  15. Figure 00000050
  16. Figure 00000051
  17. Figure 00000052
  18. Figure 00000053
  19. где Vi(t) - радиальная скорость i-го самолета звена относительно носителя бортовой радиолокационной станции; ΔVi(t) - флюктуационная составляющая радиальной скорости i-го самолета звена с начальным значением ΔV0i; ai(t) - флюктуационная составляющая радиального ускорения i-го самолета звена относительно носителя бортовой радиолокационной станции с начальным значением a0i;
    Figure 00000054
    - текущее значение дистанции между i-м и mi-м самолетами с начальным значением
    Figure 00000055
    m=(m2,m3,m4) - вектор, задающий форму боевого порядка,
  20. первый, второй и третий вычислители дистанций в соответствии с выражениями
  21. Figure 00000056
  22. причем первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой, девятый, десятый, одиннадцатый, двенадцатый, тринадцатый, четырнадцатый выходы блока памяти соединены соответственно с первым входом вычислителя формы боевого порядка звена, со вторым входом вычислителя варианта заданных дистанций, со вторым и третьим входами вычислителя скорости полета ведущего самолета, со вторым и третьим входами вычислителя скорости полета второго самолета, с первым, вторым и третьим входами вычислителя скорости полета третьего самолета, с четвертым и вторым входами вычислителя скорости полета четвертого самолета, с первым, вторым и третьим входами вычислителя параметров динамической модели полета звена, также девятый выход блока памяти соединен с четвертым входом вычислителя скорости полета ведущего самолета, с четвертым входом вычислителя скорости полета второго самолета и с первым входом вычислителя скорости полета четвертого самолета; первый, второй, третий, четвертый и пятый выходы блока выбора параметров динамических моделей ведомых самолетов соединены соответственно с четвертым, пятым, шестым, седьмым и восьмым входами вычислителя параметров динамической модели полета звена, также первый, второй и третий выходы блока выбора параметров динамических моделей ведомых самолетов соединены соответственно с третьим, пятым и первым входами вычислителей скоростей полета соответственно четвертого, третьего и второго самолетов звена; первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой и девятый выходы вычислителя параметров динамической модели полета звена соединены соответственно с пятым, шестым, седьмым входами вычислителя скорости полета ведущего самолета, с пятым и шестым входами вычислителя скорости полета четвертого самолета, с шестым и седьмым входами вычислителя скорости полета третьего самолета, с четвертым и пятым входами вычислителя скорости полета второго самолета; первый выход вычислителя скорости полета ведущего самолета соединен со вторым входом переключателя структуры и с первым входом первого вычислителя дистанции; первый выход вычислителя скорости полета второго самолета соединен с третьим входом переключателя структуры и со вторым входом первого вычислителя дистанции; первый выход вычислителя скорости полета третьего самолета соединен с третьим входом второго вычислителя дистанции и с первым входом третьего вычислителя дистанции; первый выход вычислителя скорости полета четвертого самолета соединен с третьим входом третьего вычислителя дистанции; первые выходы первого, второго и третьего вычислителей дистанций соединены соответственно с девятым, десятым и одиннадцатым входами вычислителя параметров динамической модели полета звена; первый выход генератора белого гауссовского шума соединен с первым входом вычислителя скорости полета ведущего самолета; первые выходы вычислителей скоростей полета ведущего и ведомых самолетов и дистанций являются выходами динамической модели стационарного полета звена самолетов, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены вычислитель формы боевого порядка звена в соответствии с выражениями
  23. Figure 00000057
  24. Figure 00000058
  25. Figure 00000059
  26. Figure 00000060
  27. Figure 00000061
  28. где tk - случайные моменты времени смены формы боевого порядка звена; hk - номер индекса формы боевого порядка, в который звено перестраивается в момент tk; X ~ pi(0) - начальное значение формы боевого порядка звена, заданное рядом распределения pi(0);
    Figure 00000062
    - случайный интервал времени с момента построения звена в hk-ю форму боевого порядка до ее перестроения в j-ю; τij ~ Ехр{λij} - случайные интервалы времени между сменами форм боевых порядков звена, распределенные по экспоненциальному закону с параметрами λij, λij - интенсивность перестроения звена из i-й формы боевого порядка в j-ю; s1(t) - марковский случайный скачкообразный процесс смены форм боевых порядков;
    Figure 00000063
    K - количество моментов смены формы боевого порядка звена, укладывающихся в интервал моделирования,
  29. вычислитель варианта заданных дистанций в соответствии с выражениями
  30. Figure 00000064
  31. Figure 00000065
  32. Figure 00000066
  33. Figure 00000067
  34. Figure 00000068
  35. Figure 00000069
  36. Figure 00000070
  37. где xk - случайные моменты времени смены задаваемых для выдерживания дистанций при hk-й форме боевого порядка звена; rk - номер варианта задаваемых для выдерживания дистанций при hk-й форме боевого порядка звена, на который в момент xk меняется текущий вариант; Y ~ gi(0 | hk) - начальное значение варианта задаваемых для выдерживания дистанций при hk-й форме боевого порядка звена, заданное условным рядом распределения qi(0 | hk);
    Figure 00000071
    - случайный интервал времени с момента задания для выдерживания rn-го варианта дистанций до момента смены его на j-й при hk-й форме боевого порядка звена; ηij ~ Exp{μij | hk} - случайные интервалы времени между сменами вариантов задаваемых для выдерживания дистанций при hk-й форме боевого порядка звена, распределенные по экспоненциальному закону с параметрами μij, μij - интенсивность замены i-го варианта задаваемых дистанций на j-й; s2(t) - условно-марковский случайный скачкообразный процесс смены вариантов задаваемых для выдерживания дистанций при фиксированной форме боевого порядка звена;
    Figure 00000072
    N - количество моментов смены задаваемых для выдерживания дистанций при hk-й форме боевого порядка звена, укладывающихся в интервал моделирования,
  38. переключатель структуры в соответствии с выражением
  39. Figure 00000073
  40. причем первый выход вычислителя формы боевого порядка звена соединен с первым входом переключателя структуры, первый, второй и третий выходы вычислителя варианта заданных дистанций соединены соответственно с третьим, вторым и вторым входами соответственного первого, второго и третьего вычислителей дистанций, первый выход переключателя структуры соединен с первым входом второго вычислителя дистанции.
RU2018131752U 2018-09-03 2018-09-03 Динамическая модель стационарного полёта звена из четырех самолётов со сменой форм боевых порядков и заданных дистанций в них RU191171U1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018131752U RU191171U1 (ru) 2018-09-03 2018-09-03 Динамическая модель стационарного полёта звена из четырех самолётов со сменой форм боевых порядков и заданных дистанций в них

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018131752U RU191171U1 (ru) 2018-09-03 2018-09-03 Динамическая модель стационарного полёта звена из четырех самолётов со сменой форм боевых порядков и заданных дистанций в них

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU191171U1 true RU191171U1 (ru) 2019-07-29

Family

ID=67585994

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018131752U RU191171U1 (ru) 2018-09-03 2018-09-03 Динамическая модель стационарного полёта звена из четырех самолётов со сменой форм боевых порядков и заданных дистанций в них

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU191171U1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2760329C1 (ru) * 2020-12-16 2021-11-24 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Способ совместного функционирования бортовых РЛС и станций активных помех при групповых действиях истребителей

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2213375C2 (ru) * 2001-06-27 2003-09-27 Лаврушко Валерий Николаевич Способ обучения летчика управлению летательным аппаратом в режиме реального времени
WO2006135284A1 (en) * 2005-06-14 2006-12-21 Volvo Aero Corporation A method training a person while operating a vehicle
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
US20140080099A1 (en) * 2009-12-01 2014-03-20 The Boeing Company Performance-Based Simulation System for an Aircraft
US9355571B2 (en) * 2008-01-23 2016-05-31 Sikorsky Aircraft Corporation Modules and methods for biasing power to a multi-engine power plant suitable for one engine inoperative flight procedure training
RU178366U1 (ru) * 2017-04-11 2018-03-30 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 пары самолётов

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2213375C2 (ru) * 2001-06-27 2003-09-27 Лаврушко Валерий Николаевич Способ обучения летчика управлению летательным аппаратом в режиме реального времени
WO2006135284A1 (en) * 2005-06-14 2006-12-21 Volvo Aero Corporation A method training a person while operating a vehicle
US9355571B2 (en) * 2008-01-23 2016-05-31 Sikorsky Aircraft Corporation Modules and methods for biasing power to a multi-engine power plant suitable for one engine inoperative flight procedure training
US20140080099A1 (en) * 2009-12-01 2014-03-20 The Boeing Company Performance-Based Simulation System for an Aircraft
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
RU178366U1 (ru) * 2017-04-11 2018-03-30 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 пары самолётов

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2760329C1 (ru) * 2020-12-16 2021-11-24 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Способ совместного функционирования бортовых РЛС и станций активных помех при групповых действиях истребителей

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9223007B2 (en) Kalman filtering with indirect noise measurements
CN106680776B (zh) 对多普勒信息不敏感的低旁瓣波形设计方法
Reymann et al. Adaptive sampling of cumulus clouds with UAVs
CN109117776B (zh) 基于航迹信息的飞机与气象杂波分类识别方法
RU191171U1 (ru) Динамическая модель стационарного полёта звена из четырех самолётов со сменой форм боевых порядков и заданных дистанций в них
CN115435787B (zh) 一种基于改进蝴蝶算法的无人机三维路径规划方法及系统
Frew et al. An energy-aware airborne dynamic data-driven application system for persistent sampling and surveillance
Livshitz et al. Low-cost laser range-measurement-based terrain-following concept and error analysis
Ye et al. Gaf representation of millimeter wave drone rcs and drone classification method based on deep fusion network using resnet
Bastas et al. Data driven aircraft trajectory prediction with deep imitation learning
RU178366U1 (ru) Динамическая модель стационарного полёта пары самолётов
Qinghua et al. Time resource management of OAR based on fuzzy logic priority for multiple target tracking
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"
Shen et al. Research on real-time flight path planning of UAV based on grey prediction
Hu et al. Moving target parameter estimation for MIMO radar based on the improved particle filter
Liu et al. A deep neural network based maneuvering-target tracking algorithm
KR102279563B1 (ko) 레이더 신호 처리 장치 및 레이더 신호 처리 방법
Gaiduchenko et al. Multi-Step Ballistic Vehicle Trajectory Forecasting Using Deep Learning Models
Taşbaş et al. 2-D air combat maneuver decision using reinforcement learning
Liu et al. Recognition and classification of rotorcraft by micro-Doppler signatures using deep learning
Xiang et al. A multi-characteristic learning method with micro-doppler signatures for pedestrian identification
Zhdanov et al. The mathematical model for research of the UAV longitudinal moving
Yang et al. Study on the trajectory positioning and prediction framework of unmanned aerial vehicle based on long short-term memory neural network
Jiang et al. A High-resolution radar automatic target recognition method for small UAVs based on multi-feature fusion
Rawat et al. Machine learning based non-cooperative target recognition with dynamic rcs data

Legal Events

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

Effective date: 20190625