RU2617870C2 - Способ устранения несоответствия динамичности подсистем в составе сложных технических систем и система обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели - Google Patents

Способ устранения несоответствия динамичности подсистем в составе сложных технических систем и система обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели Download PDF

Info

Publication number
RU2617870C2
RU2617870C2 RU2015117743A RU2015117743A RU2617870C2 RU 2617870 C2 RU2617870 C2 RU 2617870C2 RU 2015117743 A RU2015117743 A RU 2015117743A RU 2015117743 A RU2015117743 A RU 2015117743A RU 2617870 C2 RU2617870 C2 RU 2617870C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
control signal
control
derivatives
matrices
discrepancy
Prior art date
Application number
RU2015117743A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015117743A (ru
Inventor
Владимир Степанович Верба
Владимир Иванович Меркулов
Андрей Сергеевич Пляшечник
Дмитрий Александрович Соколов
Гельшад Тайяровна Якубова
Original Assignee
Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"
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 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" filed Critical Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега"
Priority to RU2015117743A priority Critical patent/RU2617870C2/ru
Publication of RU2015117743A publication Critical patent/RU2015117743A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2617870C2 publication Critical patent/RU2617870C2/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
    • G01S13/86—Combinations of radar systems with non-radar systems, e.g. sonar, direction finder
    • 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
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • 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
    • G01S13/88—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/91—Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for traffic control
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/0205—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric not using a model or a simulator of the controlled system
    • G05B13/021—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric not using a model or a simulator of the controlled system in which a variable is automatically adjusted to optimise the performance
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/0205—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric not using a model or a simulator of the controlled system
    • G05B13/024—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric not using a model or a simulator of the controlled system in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/0205—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric not using a model or a simulator of the controlled system
    • G05B13/0255—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric not using a model or a simulator of the controlled system the criterion being a time-optimal performance criterion

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)

Abstract

Изобретение относится к системам управления. Способ формирования сигнала управления для сопровождения цели заключается в том, что сигнал управления формируется по закону на основе динамических матриц внутренних связей систем, обобщенного вектора состояния системы и вектора сигналов управления. Сигнал управления состоит из взвешенной суммы фазовых координат и их производных, входящих в сигнал управления с пропорциональными коэффициентами, зависящими от несоответствия динамических свойств динамических матриц внутренних связей систем. Система формирования сигнала управления для инерционного пеленгатора включает измеритель, фильтр, усилитель, сумматор, управляющий элемент. Дополнительно введены усилители с коэффициентами, зависящими от разности матриц и фильтры высоких производных отслеживаемых координат. Значения несоответствия по производным поступают на вход сумматора. Улучшаются показатели эффективности системы. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к системам управления, в частности к сложным системам, включающим совместно функционирующие подсистемы с различными динамическими свойствами.
В процессе функционирования сложных систем управления, в которых конечная цель может быть достигнута различными способами [1], возникает задача согласования динамичности различных информационных и управляющих подсистем (устройств), используемых на различных этапах их работы. Под динамичностью систем далее будем понимать их способность реагировать на изменение условий функционирования. От того, в какой степени согласованы динамические свойства подсистем зависит совершенство системы в целом. Вместе с тем в условиях современного стандартизированного производства комплектующие элементы (узлы, устройства), определяемые номенклатурой выпускаемых изделий, как правило, по своим динамическим свойствам не соответствуют всему полю конкретных условий применения сложных систем, поэтому необходимо применить специальные меры по согласованию этих свойств. Кроме того, достаточно часто объекты, на которые направлено целевое воздействие таких систем, имеют сложные, порой непредсказуемые законы функционирования.
Типичными представителями сложных систем являются современные авиационные системы радиоуправления [1]. В этих системах достижение конечного результата (поражение цели) достигается в несколько этапов (дальнее, ближнее наведение, применение средств поражения) с использованием на каждом из них разных методов наведения и различных информационных средств (радиолокационных, оптико-электронных систем и систем радиотехнической разведки, и т.д.). В связи с этим весьма актуальной является задача разработки способов, обеспечивающих согласование динамических свойств подсистем в широком поле условий применения в рамках совместного функционирования в составе сложных технических систем. Следует отметить, что, несмотря на актуальность, данному вопросу не уделяется достаточно внимания в зарубежных и отечественных публикациях [2, 3].
Известен способ компенсации несоответствия динамических свойств, заключающийся использовании пропорционально-дифференциальных управляющих элементов, алгоритмы работы которых основаны на решении уравнения Беллмана [1, стр. 68-72]. При его использовании, сигнал управления формируется на основе полученных измерений, пропорционально разнице управляемых и требуемых координат состояния:
Figure 00000001
где u - сигнал управления; хт и ху,
Figure 00000002
и
Figure 00000003
- требуемые и управляемые координаты состояния и их производные по времени; k1 и k2 - коэффициенты пропорциональности.
Недостатком описанного способа является отсутствие учета различия динамических свойств входящих в систему подсистем, в связи с чем, при наличии высоких производных во входных сигналах, ошибка управления может нарастать со временем. Этот недостаток особенно сильно проявляется при использовании прототипа при сопровождении интенсивно маневрирующих целей.
Задачей изобретения является преодоление указанного недостатка, разработка способа формирования сигналов управления подсистемами, обеспечивающего согласование динамических свойств функционально связанных подсистем в процессе их совместного функционирования в составе сложных систем.
Поставленная задача достигается тем, что сигнал управления, определяемый взвешенной суммой ошибок функционирования, дополняется слагаемыми, учитывающими более высокие производные координат состояния по сравнению с известными алгоритмами. Данная задача будет решаться на основе экономичной в вычислительном отношении модификации алгоритма оптимизации в рамках линейно-квадратично-гауссовской постановки [4], когда состояние системы определяется линейными уравнениями в процессе минимизации квадратичного функционала качества при наличии гауссовских возмущений.
Технический результат, который может быть получен от использования предлагаемого изобретения, заключается в улучшении показателей эффективности системы в целом, за счет снижения влияния несоответствия динамических свойств отдельных подсистем в системах обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели.
Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что в системе измеряют фазовые координаты состояния входящих в систему подсистем в процессе их совместного функционирования, формируют сигнал управления подсистемами в виде взвешенной суммы оценок измерений и их производных, обеспечивающий компенсацию несоответствия динамических свойств подсистем на последующих этапах функционирования.
В качестве математического аппарата, решающего эту задачу, использовалась модификация статистической теории оптимального управления (СТОУ), которая позволяет для системы [5]
Figure 00000004
предназначенной для отработки процесса
Figure 00000005
сформировать сигнал управления [5]
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
оптимальный по минимуму функционала качества
Figure 00000009
В (2) - (7):
t - текущее время;
tк - время окончания управления;
хт и ху - n-мерные векторы состояния;
Figure 00000010
и
Figure 00000011
- оптимальные оценки векторов хт и ху;
Figure 00000012
и
Figure 00000013
- производные по времени векторов хт и ху;
FT и FУ - динамические матрицы внутренних связей соответствующих систем;
u - r-мерный (r≤n) вектор сигналов управления;
BУ - матрица эффективности управления и;
ξУ и ξТ - центрированные гауссовские векторы шумов состояния;
Q - неотрицательно определенная матрица штрафов за ошибки в момент времени tK окончания управления;
L - матрица штрафов за текущие ошибки;
K - положительно определенная матрица штрафов за величину сигнала управления и;
РУ и
Figure 00000014
- симметричная матрица весовых коэффициентов текущего состояния ху и ее производная по времени;
Figure 00000015
и
Figure 00000016
- оценка вектора, учитывающего внешние воздействия хт и его производная по времени;
М - знак условного математического ожидания.
В дальнейшем для упрощения записей зависимость векторов и матриц от времени будет опущена. Необходимо отметить, что использование (4)-(6) не позволяет в явном виде учесть в законе управления несоответствие динамических свойств подсистем в процессе их совместного функционирования. В связи с этим целесообразно преобразовать исходное выражение к виду, в котором это несоответствие будет учтено в явном виде. В общем случае несоответствие динамических свойств (2) и (3) можно оценить вектором возникающих за счет него ошибок:
Figure 00000017
изменение которого во времени можно найти посредством решения векторного уравнения:
Figure 00000018
Учитывая в (9) выражения (2) и (3) получим:
Figure 00000019
Решение этого неоднородного уравнения состоит из решения однородной части, определяемого первым слагаемым FУΔx, и частного решения неоднородного уравнения, определяемого вторым и третьим слагаемыми -BУu+(FT-FУ)хТ.
Если динамические свойства управляющей системы (2) соответствуют требуемым значениям (FУ=FT), то ошибка будет убывать вплоть до нуля, со скоростью, определяемой ее динамическими свойствами (FУ). В случае несоответствия динамических свойств (FУ≠FT), в решении (10) появляется вынужденная составляющая, зависящая от характера изменения хТ и воздействующего управления и. Отсюда следует, что выбором сигнала управления можно скомпенсировать несоответствие динамических свойств системы (2) при отработке входного воздействия (3).
Найдем управляющий сигнал, который будет минимизировать ошибку управления при FУ≠FТ. При использовании общих соотношений (4)-(6) для (10), полагая, что Δх=у получим:
Figure 00000020
где ξyu=(FT-FУ)xТ - измеряемое возмущение. Тогда, с учетом (11), сигнал управления, минимизирующий (7), определяемый соотношениями (4)-(6) преобразуется к виду:
Figure 00000021
Figure 00000022
Figure 00000023
где было учтено, что в рассматриваемом случае требуемое значение уТ=0.
Необходимо отметить, что в законе управления (12)-(14) вектор р, наряду со свойствами управителя (FУ, РУ, BУ) и требованиями экономичности (K), учитывает влияние несоответствия динамических свойств (FT-FУ) при заданном законе изменения хт с весом, определяемым матрицей РУ. В общем виде закон (12)-(14) может быть представлен в виде соотношения:
Figure 00000024
где Kш
Figure 00000025
- коэффициенты, зависящие от несоответствия динамических свойств (FT-FУ).
Эффективность предложенного способа устранения несоответствия динамических свойств проверим на примере системы сопровождения цели по направлению, в которой осуществляется согласование динамических свойств.
В качестве модели состояния системы сопровождения воспользуемся типовым уравнением привода антенны [6]:
Figure 00000026
а в качестве модели движения цели используем кинематические уравнения [6]:
Figure 00000027
где ϕ а и ω а - угол поворота антенны относительно продольной оси носителя и угловая скорость ее перемещения, Т - постоянная времени привода угломера, b - коэффициент его усиления, ϕц и ωц - пеленг цели и угловая скорость линии визирования, Д и
Figure 00000028
- дальность до цели и ее производная, jц и jн - поперечные ускорения цели и носителя, ξ а и ξц - шумы состояния привода и цели. Взаимное геометрическое расположение цели и носителя РЛС в одной плоскости показано на фигуре 1, на котором точками Ооу и Оц показано расположение объекта управления и цели, Ха - соответствует равносигнальному направлению антенны, а Хоу - продольной оси носителя РЛС.
Достоинством модели (17) является ее адекватность реальным условиям перемещения цели в широком поле условий применения. Это обусловливается не только учетом зависимости линейных и угловых перемещений, но и возможностью за счет манипуляции поперечными ускорениями цели и носителя РЛС реализовать самые разнообразные законы изменения угловых координат, в том числе и с переменными временными показателями.
Исходя из (8) и (16), (17) можно определить ошибки сопровождения по углу и угловой скорости:
Figure 00000029
Необходимо подчеркнуть, что при появлении в (17) третьей и более высоких производных ϕц в угломере с приводом (16) появляются нарастающие ошибки сопровождения (18) приводящие, в конечном счете, к срыву этого процесса [7].
Сопоставляя (16)-(18) и (2), (3), представим в явном виде векторы состояния и динамические матрицы связей системы:
Figure 00000030
В свою очередь несоответствие динамических свойств РЛС и цели определяется матрицей:
Figure 00000031
Из (20) следует, что для соответствия динамических свойств следящей системы и цели необходимо выполнение условия
Figure 00000032
. Однако, при Т=const обеспечить это условие невозможно, поскольку Д и
Figure 00000033
меняются в процессе сопровождения. В связи с этим, целесообразно для решения этой задачи использовать способ формирования сигнала управления угломером по правилу (15), при условии, что матрицы РУ, Q, L и вектор р введены в общем виде:
Figure 00000034
Коэффициенты (21) выбираются согласно принципу равнопрочности [1], заключающемся в том, что ошибка по каждой координате вносит одинаковый вклад в сигнал управления и устанавливающим каждый коэффициент обратно пропорциональным дисперсии значения соответствующей ему координаты. Однако в реальных условиях применения, как правило, вклад ошибок по различным координатам состояния различен. В частности, при наведении ракет ошибки по углам вносят больший вклад, чем ошибки по дальностям; ошибки более высоких производных координат состояния, как правило, вносят меньший вклад, чем ошибки производных меньших порядков. В связи с этим, в дальнейшем коэффициенты могут быть уточнены в процессе имитационного моделирования, исходя из реальных условий применения моделируемой системы.
Тогда используя (19)-(21) в формулах (12)-(14), получим:
Figure 00000035
Figure 00000036
Можно заметить, что система уравнений (23), не решаемая в общем случае в аналитическом виде, должна решаться численно в обратном времени от tк к t. Следовательно, сигнал управления (22) не может быть получен в режиме реального времени.
Поскольку момент окончания управления, как правило, неизвестен, то будет достаточно выбрать конечное время работы системы заведомо больше максимально возможного времени работы следящей системы:
Figure 00000037
В таком случае можно считать, что требуемое условие будет выполняться на всем участке работы следящей системы.
С целью проверки справедливости утверждения (24), проводилось имитационное моделирование процесса сопровождения цели угломером, с использованием моделей (16) и (17). Графики зависимостей р12 (сверху) и р22 (снизу) от времени, полученные в процессе моделирования, представлены на фигуре 2. Анализ переходных процессов в изменениях p12, р22, имеющих при этом место, при различных соотношениях коэффициентов штрафов свидетельствуют о том, что в реальном диапазоне значений Т и b время регулирования не превышает двух-трех секунд. Установившийся характер этих зависимостей на большей части временного диапазона позволяет найти стационарное решение системы (23) при условии
Figure 00000038
,
Figure 00000039
,
Figure 00000040
, которое имеет место при t<tк. Принимая во внимание условие (24) можно утверждать, что в течение всего времени работы tРЛС значения р12, р22 будут постоянными. Это дает возможность при вычислении (23) использовать их установившееся значение. Тогда:
Figure 00000041
где были учтены выводы теоремы статистической эквивалентности о замене координат состояния их оценками [4].
Анализ закона управления (25) позволяет сделать следующие заключения:
- полученный закон отличается от классического тем, что в нем наряду с ошибками по углу и угловой скорости учтены угловая скорость линии визирования и ее производные;
- варьируя значениями коэффициентов b, р12, р22, k, Т можно получить широкий спектр законов управления, адаптированных под конкретный тип привода антенны, обеспечивающих сопровождение интенсивно маневрирующих целей;
- для реализации полученного закона сопровождения в угломере требуется оценивать пеленг цели, угол поворота антенны и его производную, угловую скорость линии визирования, и две ее производных;
- предложенный алгоритм управления инерционным приводом угломера не накладывает принципиальных ограничений на возможность его реализации.
Исследование полученного алгоритма проводилось по результатам имитационного моделирования сложных пространственных эволюций интенсивно маневрирующей цели, содержащих высокие производные угловых координат, определяемых законами изменения угла и угловой скорости:
Figure 00000042
которые не соответствуют модели (17), положенной в основу синтеза закона управления. Достоинством (26) является то, что манипулируя
Figure 00000043
можно получить законы изменения ϕц и ωц практически любой сложности. Наряду с моделированием (26), моделировался привод (16) и алгоритм управления (25).
В ходе моделирования полученный закон сравнивался с используемыми на практике модификациями, в которых учитываются только ошибки по углу, либо ошибки по углу и угловой скорости:
Figure 00000044
Figure 00000045
Кроме того, проводилось сравнение полученного алгоритма (25) с его упрощенными вариантами:
Figure 00000046
Figure 00000047
Полученные в ходе моделирования зависимости относительных ошибок сопровождения по углу (слева) и угловой скорости (справа) от времени отображены на фигуре 3, где различным линиям соответствуют различные алгоритмы управления: 1 - (25), 2 - (30), 3 - (29), 4 - (28), 5 - (27). Из рисунков видно, что упрощенные варианты управления (27)-(28), не учитывающие производные угловой скорости не способны устойчиво сопровождать интенсивно маневрирующие цели.
По результатам моделирования можно сделать следующие выводы:
- система устойчиво отрабатывает первоначальные ошибки захвата любых знаков при любом их сочетании, даже при достаточно большом времени регулирования (16), что иллюстрируется графиками зависимостей относительных ошибок сопровождения цели по пеленгу и угловой скорости приведенными на фигуре 4, где различными линиями изображены зависимости для различных знаков ошибок захвата: 1 - Δϕ(0)>0, Δω(0)>0, 2 - Δϕ(0)>0, Δω(0)<0, 3 - Δϕ(0)<0, Δω(0)>0, 4 - Δϕ(0)<0, Δω(0)<0;
- результаты исследования показали, что сигнал управления способен обеспечить сопровождение цели, бортовой пеленг которой изменяется по сложным законам с минимальными ошибками сопровождения, что иллюстрируется графиками зависимостей ошибок сопровождения цели по углу и по угловой скорости на фигуре 3, где различными линиями изображены зависимости ошибок для алгоритмов различной сложности.
На основе результатов проведенного анализа следует отметить, что описанный способ управления инерционным приводом следящего угломера, в котором дополнительно учитываются угловая скорость и ее производные, позволяет создать систему сопровождения по направлению, обеспечивающую в отличие от существующих бессрывное высокоточное сопровождение интенсивно маневрирующих целей.
Таким образом, проведенные исследования позволяют сделать следующие заключения:
1. Предложенный способ позволяет скомпенсировать несоответствие динамичности подсистем в процессе совместного функционирования, не накладывая принципиальных ограничений на возможность его реализации;
2. Для реализации предлагаемого способа необходимо формировать оценки производных координат цели более высокого порядка;
3. Система сопровождения, построенная на основе предложенного способа, позволяет обеспечить высокоточное бессрывное сопровождение интенсивно маневрирующих целей.
На основе результатов проведенного анализа следует отметить, что описанный способ управления приводом следящего угломера, в котором дополнительно учитываются угловая скорость и ее производные, позволяет устранить недостатки и негативные последствия классических методов управления в существующих системах сопровождения по направлению, обеспечивая устойчивое высокоточное сопровождение интенсивно маневрирующих объектов.
Упрощенная структура системы, реализующей предложенный способ, показана на фигуре 5, где:
1 - первичный измеритель;
2 - фильтр, формирующий оценки
Figure 00000048
;
3 - блок усилителей, формирующий сигналы
Figure 00000049
4 - сумматор, формирующий сигнал управления и согласно (15);
5 - управляющий элемент;
Функциональное назначение представленной на фигуре 5 структурной схемы соединения подсистем системы управления заключается в формировании сигнала управления в виде взвешенной суммы оценок
Figure 00000050
фазовых координат системы с коэффициентом K0 и оценок их производных
Figure 00000051
с коэффициентами K1, K2…Kk являющимися функциями несоответствия динамических свойств fi(FT-FУ), где
Figure 00000052
.
Использование изобретения позволит осуществлять совместное высокоточное устойчивое функционирование подсистем с различными динамическими свойствами в широком диапазоне условий применения, не требуя изменения конструкции первичных измерителей системы отработки и не накладывая ограничений на вид согласуемых подсистем. Также следует отметить, что информационное обеспечение получаемых алгоритмов управления может быть осуществлено в существующих системах с учетом реальных ограничений, что свидетельствует о возможности практической реализации метода.
На фигуре 6 представлена схема системы обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели с использованием предлагаемого способа устранения несоответствия динамических свойств подсистем, где:
1 - антенна,
2 - фильтр, формирующий оценки
Figure 00000053
,
3 - усилитель, формирующий сигнал
Figure 00000054
,
4 - усилитель, формирующий сигнал
Figure 00000055
,
5 - усилитель, формирующий сигнал
Figure 00000056
,
6 - усилитель, формирующий сигнал
Figure 00000057
,
7 - усилитель, формирующий сигнал
Figure 00000058
,
8 - сумматор, формирующий сигнал управления ua,
9 - привод антенны.
Литература
1. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т. 1. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа. / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003.
2. Меркулов В.И. Динамичность авиационных комплексов и бортовые радиоэлектронные системы. Радиотехника. - 2010, №1. - С. 88-96.
3. Ильчук А.Р., Меркулов В.И., Самарин О.А., Юрчик И.А. Влияние интенсивного маневрирования целей на показатели эффективности системы первичной обработки сигналов в бортовых РЛС. Радиотехника. - 2003, №6.
4. Черноусько Ф.А., Колмановский В.Б. Оптимальное управление при случайных возмущениях. - М.: Наука, 1978.
5. Максимов М.В., Меркулов В.И. Радиоэлектронные следящие системы. Синтез методами оптимального управления. - М.: Радио и связь, 1990.
6. Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003.
7. Перов А.И., Замолодчиков В.Н., Чиликин В.М. Радиоавтоматика. Учебник для вузов. - М.: Радиотехника, 2014.

Claims (7)

1. Способ формирования сигнала управления для сопровождения цели, заключающийся в том, что сигнал управления формируется по закону:
Figure 00000059
в результате чего сигнал управления состоит из взвешенной суммы фазовых координат и их производных, входящих в сигнал управления с пропорциональными коэффициентами, зависящими от несоответствия динамических свойств FТ и FУ, где:
x - обобщенный вектор состояния системы;
FТ и FУ - динамические матрицы внутренних связей соответствующих систем;
u - r-мерный (r≤n) вектор сигналов управления.
2. Система формирования сигнала управления, реализующая способ по п. 1 для инерционного пеленгатора и включающая измеритель, фильтр, усилитель, сумматор, управляющий элемент, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены усилители с коэффициентами, зависящим от разности матриц FТ и FУ, фильтры высоких производных отслеживаемых координат, при этом значения несоответствия по производным поступают на вход сумматора, усиленные коэффициентами, зависящими от разности матриц FТ и FУ, получаемыми при решении уравнений из п. 1.
RU2015117743A 2015-05-13 2015-05-13 Способ устранения несоответствия динамичности подсистем в составе сложных технических систем и система обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели RU2617870C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015117743A RU2617870C2 (ru) 2015-05-13 2015-05-13 Способ устранения несоответствия динамичности подсистем в составе сложных технических систем и система обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015117743A RU2617870C2 (ru) 2015-05-13 2015-05-13 Способ устранения несоответствия динамичности подсистем в составе сложных технических систем и система обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015117743A RU2015117743A (ru) 2016-12-10
RU2617870C2 true RU2617870C2 (ru) 2017-04-28

Family

ID=57759714

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015117743A RU2617870C2 (ru) 2015-05-13 2015-05-13 Способ устранения несоответствия динамичности подсистем в составе сложных технических систем и система обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2617870C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2660498C1 (ru) * 2017-07-12 2018-07-06 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Способ трассового сопровождения воздушных маневрирующих источников радиоизлучения по пеленговой информации от однопозиционной системы радиотехнической разведки воздушного базирования

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2148235C1 (ru) * 1999-08-16 2000-04-27 ОАО "Фазотрон - Научно-исследовательский институт радиостроения" Способ пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты
RU2190863C2 (ru) * 2000-04-13 2002-10-10 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон-Научно-исследовательский институт радиостроения" Способ ранжирования целей
RU2207589C2 (ru) * 2001-07-12 2003-06-27 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" Способ автоматического сопровождения целей в режиме обзора
RU2408846C1 (ru) * 2009-12-24 2011-01-10 Открытое акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Способ командного наведения летательного аппарата на наземные цели
RU2418267C1 (ru) * 2010-02-18 2011-05-10 Открытое акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Информационно-вычислительная система беспилотного самолета-истребителя

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2148235C1 (ru) * 1999-08-16 2000-04-27 ОАО "Фазотрон - Научно-исследовательский институт радиостроения" Способ пропорционального наведения летательных аппаратов на наземные объекты
RU2190863C2 (ru) * 2000-04-13 2002-10-10 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон-Научно-исследовательский институт радиостроения" Способ ранжирования целей
RU2207589C2 (ru) * 2001-07-12 2003-06-27 Открытое акционерное общество "Корпорация "Фазотрон - научно-исследовательский институт радиостроения" Способ автоматического сопровождения целей в режиме обзора
RU2408846C1 (ru) * 2009-12-24 2011-01-10 Открытое акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Способ командного наведения летательного аппарата на наземные цели
RU2418267C1 (ru) * 2010-02-18 2011-05-10 Открытое акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Информационно-вычислительная система беспилотного самолета-истребителя

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2660498C1 (ru) * 2017-07-12 2018-07-06 Акционерное общество "Концерн радиостроения "Вега" Способ трассового сопровождения воздушных маневрирующих источников радиоизлучения по пеленговой информации от однопозиционной системы радиотехнической разведки воздушного базирования

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015117743A (ru) 2016-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Djordjevic et al. Data-driven control of hydraulic servo actuator based on adaptive dynamic programming.
Shen et al. Novel variable structure measurement system with intelligent components for flight vehicles
Neusypin et al. Nonlinear information processing algorithm for navigation complex with increased degree of parametric identifiability
Yu et al. Stochastic observability-based analytic optimization of SINS multiposition alignment
Wang et al. Uncertainty evaluation and optimization of INS installation measurement using Monte Carlo Method
Nobahari et al. A terminal guidance algorithm based on ant colony optimization
RU2617870C2 (ru) Способ устранения несоответствия динамичности подсистем в составе сложных технических систем и система обеспечения бессрывного сопровождения интенсивно маневрирующей цели
Alkaya Unscented Kalman filter performance for closed-loop nonlinear state estimation: a simulation case study
Rustamov Absolutely robust control systems
Toloei et al. Design of predictive control and evaluate the effects of flight dynamics on performance of one axis gimbal system, considering disturbance torques
RU2571363C2 (ru) Способ управления инерционным приводом антенны, обеспечивающий устойчивое сопровождение интенсивно маневрирующих и высокоскоростных воздушных объектов
Yaren et al. Stabilization control of triple pendulum on a cart
Proletarsky et al. Method for improving accuracy of INS using scalar parametric identification
Vasyliev et al. Integration of inertial and satellite navigation systems with using corrective circuits and filtering
Wang et al. A line-of-sight rate estimation method for roll-pitch gimballed infrared seeker
Vasyliev et al. Integration of inertial and satellite navigation systems using corrective circuits for UAV
Wang et al. Compounded calibration based on FNN and attitude estimation method using intelligent filtering for low cost MEMS sensor application
Vidilina et al. The construction of the observers for dynamic systems with fast and slow variables
Hong et al. Compensation of parasitic effect in homing loop with strapdown seeker via PID control
Li et al. Design and implementation of an adaptive Kalman filtering for the launcher of multiple launch rocket system
Van Thuy et al. State Estimation based Adaptive Extended Kalman Filter for Moving Object Tracking with Angle-only Measurements
Gayvoronskiy et al. Determination of vertices and edges in a parametric polytope to analyze root indices of robust control quality
Kalikhman et al. Development of digital regulators for control systems of gyroscopic devices and associated metrological installations using modern methods of synthesis to improve accuracy and dynamic characteristics
Dulgar et al. Extended kalman filter based robust altitude controller for sea skimming missiles
Ma et al. Variational Bayesian cubature Kalman filter for bearing-only tracking in glint noise environment

Legal Events

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

Effective date: 20200514