RU2726273C1 - Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта - Google Patents

Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта Download PDF

Info

Publication number
RU2726273C1
RU2726273C1 RU2019115305A RU2019115305A RU2726273C1 RU 2726273 C1 RU2726273 C1 RU 2726273C1 RU 2019115305 A RU2019115305 A RU 2019115305A RU 2019115305 A RU2019115305 A RU 2019115305A RU 2726273 C1 RU2726273 C1 RU 2726273C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
helicopter
flight
matrix
missile
dynamics
Prior art date
Application number
RU2019115305A
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Викторович Богданов
Сергей Александрович Горбунов
Александр Григорьевич Коваленко
Александр Александрович Кучин
Александр Александрович Лобанов
Original Assignee
Александр Викторович Богданов
Сергей Александрович Горбунов
Александр Григорьевич Коваленко
Александр Александрович Кучин
Александр Александрович Лобанов
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 Александр Викторович Богданов, Сергей Александрович Горбунов, Александр Григорьевич Коваленко, Александр Александрович Кучин, Александр Александрович Лобанов filed Critical Александр Викторович Богданов
Priority to RU2019115305A priority Critical patent/RU2726273C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2726273C1 publication Critical patent/RU2726273C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может быть использовано для самонаведения ракеты класса «воздух-воздух» на вертолет при различном характере его полета с соответствующей ему динамикой. Способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на вертолет при различном характере его полета, заключается в том, что в угломере радиолокационной головки самонаведения (РГС) ракеты осуществляется оценка угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-вертолет», оценка пеленгов вертолета, определяются приращения угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-вертолет», обусловленные маневром вертолета соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, с помощью акселерометра измеряются собственные ускорения ракеты в горизонтальной и вертикальной плоскостях. В автоселекторе скорости РГС параллельно в каждом оптимальном калмановском фильтре их матрицы осуществляется сопровождение вертолета по дальности и доплеровской частоте при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом оптимальном калмановском фильтре относительно m-го характера полета вертолета и соответствующего для каждого характера полета j-го варианта динамики его полета. При этом по строкам матрицы оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно m-го характера полета вертолета, а по столбцам - фильтры с динамическими моделями для различных гипотез относительно j-x вариантов динамики полета вертолета при соответствующем его m-м характере полета, по критерию хи-квадрат Пирсона находится оценкахарактера полета вертолета, а по критерию минимума обобщенной дисперсии реальных ошибок фильтрации находится оценкаварианта динамики полета вертолета для оцененного значенияхарактера его полета. Технический результат - формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на вертолет при различном характере его полета (стационарном полете, полете с ускорением, полете с торможением и полете в режиме «висение»). 1 ил.

Description

Изобретение относится к радиоэлектронным системам управления (РЭСУ) летательными аппаратами и может быть использовано для самонаведения ракеты класса «воздух-воздух» на вертолет при различном характере его полета с соответствующей ему динамикой.
Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг и вертикальной Δв плоскостях в соответствии с выражениями
Figure 00000001
Figure 00000002
где
Кϕг, Кωг, Кϕв, Кωв - постоянные коэффициенты, значения которых выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты на вертолет была бы близка к прямолинейной;
Figure 00000003
и
Figure 00000004
- оценки пеленгов вертолета в угломере радиолокационной головки самонаведения (РГС) соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях;
Figure 00000005
и
Figure 00000006
- оценки угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-вертолет» в угломере РГС соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях [1].
Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на вертолет при его стационарном полете, полете с ускорением и полете с торможением с соответствующей динамикой при каждом характере полета вертолета.
Известен способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг и вертикальной Δв плоскостях в соответствии с выражениями
Figure 00000007
Figure 00000008
где
λ - рабочая длина волны РГС;
N - навигационная постоянная;
Figure 00000009
- оценка доплеровской частоты, формируемая в автоселекторе скорости РГС и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при его стационарном полете;
Jг и Jв - собственные ускорения ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, измеряемые акселерометром ракеты [2].
Недостатком данного способа формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой является отсутствие возможности с его помощью осуществить самонаведение ракеты класса «воздух-воздух» на вертолет при полете его с ускорением, полете с торможением и полете в режиме «висение» с соответствующей динамикой при каждом характере полета вертолета.
Цель изобретения - формирование параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух», позволяющих осуществить самонаведение ракеты на вертолет при различном характере его полета (стационарном полете, полете с ускорением, полете с торможением и полете в режиме «висение»).
Для достижения цели в способе формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на вертолет при различном характере его полета, заключающимся в том, что в угломере РГС ракеты осуществляется оценка угловой скорости вращения линии визирования «ракета-вертолет»
Figure 00000010
и
Figure 00000011
, оценка пеленгов
Figure 00000012
и
Figure 00000013
вертолета, определяются приращения Δωг и Δωв угловой скорости вращения линии визирования «ракета-вертолет», обусловленные маневром вертолета соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, в измерении с помощью акселерометра собственных ускорений ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, дополнительно в автоселекторе скорости РГС ракеты параллельно в каждом оптимальном калмановском фильтре ОФmj их матрицы в соответствии с выражениями
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
Figure 00000017
Figure 00000018
Figure 00000019
где
k - номер такта работы калмановского фильтра;
P-(k+1) и Р(k+1) - ковариационные матрицы ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;
Ф(k) - переходная матрица состояния;
Q(k+1) и R(k+1) - ковариационные матрицы шумов возбуждения и наблюдения соответственно;
K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;
I - единичная матрица;
Figure 00000020
и
Figure 00000021
- вектор текущих и экстраполированных оценок дальности до вертолета и доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой;
Н(k) - матрица наблюдения;
Y(k) - вектор наблюдения;
Z(k+1) - матрица невязок измерения;
Ψ(k+1) - матрица априорных ошибок фильтрации;
"-1" - операция вычисления обратной матрицы;
"т" - операция транспонирования матрицы;
m=1, 2, 3, 4;
m=1 соответствует стационарному характеру полета вертолета;
m=2 соответствует полету вертолета с ускорением;
m=3 соответствует полету вертолета с торможением;
m=4 соответствует полету вертолета в режиме «висение»;
Figure 00000022
; L - количество вариантов динамики полета вертолета при каждом его m-м характере полета,
осуществляется сопровождение вертолета по дальности и доплеровской частоте при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом OФmj относительно m-го характера полета вертолета и соответствующего для каждого j-гo варианта динамики его полета, при этом, по строкам матрицы оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно m-го характера полета вертолета, а по столбцам - фильтры с динамическими моделями для различных гипотез относительно j-x вариантов динамики полета вертолета при соответствующем его m-м характере полета, для каждого оптимального фильтра их матрицы производится вычисление соответствующих значений случайных величин
Figure 00000023
в соответствии с выражением
Figure 00000024
осуществляется сравнение полученных значений случайных величин
Figure 00000025
с соответствующими ее граничными значениями χ2 гр m(m,Рош), одинаковыми для всех оптимальных фильтров, находящихся в m-й строке их матрицы,
Figure 00000026
где
Рош - вероятность ошибки того, что правильная гипотеза относительно m-го характера полета вертолета будет отвергнута,
определяется максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где находится один и более оптимальных фильтров, для которых выполняется условие (12), что соответствует оценке
Figure 00000027
характера полета вертолета, для тех оптимальных фильтров
Figure 00000028
, для которых в
Figure 00000029
строке их матрицы выполняется условие (12), производится вычисление соответствующих значений обобщенных дисперсий реальных ошибок фильтрации в соответствии с выражением
Figure 00000030
определяется номер столбца
Figure 00000031
в строке
Figure 00000032
, где находится оптимальный фильтр, для которого величина
Figure 00000033
минимальна, что соответствует оценке
Figure 00000034
варианта динамики полета вертолета для оцененного значения
Figure 00000035
характера его полета, на основе значений
Figure 00000036
и
Figure 00000037
осуществляется выбор оценки доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой, с выхода только одного
Figure 00000038
из их матрицы, находящегося на пересечении оцененных номера строки
Figure 00000039
и столбца
Figure 00000040
, при принятии решения
Figure 00000041
, что соответствует стационарному полету вертолета, параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг 1 и вертикальной Δв 1 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями
Figure 00000042
Figure 00000043
где
Figure 00000044
- оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся в первой строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном
Figure 00000045
варианте динамики его стационарного полета,
при принятии решения
Figure 00000046
что соответствует полету вертолета с ускорением, параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг 2 и вертикальной Δв 2 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями
Figure 00000047
Figure 00000048
где
Figure 00000049
- оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся во второй строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном
Figure 00000050
варианте динамики его полета с ускорением,
при принятии решения
Figure 00000051
что соответствует полету вертолета с торможением, параметры рассогласования в РЭСУ ракетой в горизонтальной Δг 3 и вертикальной Δв 3 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями
Figure 00000052
Figure 00000053
где
Figure 00000054
- оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся в третьей строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном
Figure 00000055
варианте динамики его полета с торможением,
при принятии решения
Figure 00000056
что соответствует полету вертолета в режиме «висение», параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δг 4 и вертикальной Δв 4 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (1) и (2).
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются следующие.
1. Параллельное сопровождение вертолета по дальности и доплеровской частоте в автоселекторе скорости РГС ракеты в каждом оптимальном калмановском фильтре OФmj их матрицы в соответствии с выражениями (5)-(10) при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом OФmj относительно m-го характера полета вертолета и соответствующего для каждого j-гo варианта динамики его полета.
2. Оценка по критерию хи-квадрат Пирсона m-го характера полета вертолета в соответствии с выражениями (11) и (12).
3. Оценка по критерию минимума обобщенной дисперсии реальных j-го варианта динамики полета вертолета при соответствующем m-м характере его полета в соответствии с выражением (13).
4. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (14) и (15) при принятии решения о стационарном полете вертолета
Figure 00000057
5. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (16) и (17) при принятии решения о полете вертолета с ускорением
Figure 00000058
6. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (18) и (19) при принятии решения о полете вертолета с торможением
Figure 00000059
7. Формирование параметров рассогласования в РЭСУ ракеты в соответствии с выражениями (1) и (2) при принятии решения о полете вертолета в режиме «висение»
Figure 00000060
Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных способах не обнаружены.
Применение всех новых признаков в совокупности с известными позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие в зависимости от характера полета вертолета осуществить на него самонаведение ракеты класса «воздух-воздух».
На рисунке 1 приведена блок-схема, реализующая предлагаемый способ формирования параметров рассогласования в РЭСУ ракетой.
Предлагаемый способ реализуется следующим образом.
На вход блока 1 оценок на каждом k такте поступают отсчеты сопровождаемых координат полета вертолета, обусловленные m-м (m=1, 2, 3, 4) характером его полета с соответствующим j-м
Figure 00000061
вариантом динамики при каждом характере полета, т.е. формируется вектор наблюдения Y(k) в выражении (8) при m-м характере полета вертолета с j-м вариантом его динамики полета.
Блок 1 оценок представляет собой матрицу оптимальных фильтров, в каждом из которых ОФmj (m=1, 2, 3, 4;
Figure 00000062
) реализована в соответствии с выражениями (5)-(10) процедура оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации. Для осуществления параллельной фильтрации наблюдаемых отсчетов дальности до вертолета, доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой, соответствующие входы оптимальных фильтров объединены. Фильтрация оцениваемых координат полета вертолета в каждом ОФmj их матрицы осуществляется при различных априорных данных, принятых при фильтрации в соответствующем оптимальном фильтре относительно m-го характера полета вертолета и j-м варианте динамики его полета. При этом по строкам матрицы оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели относительно m-го характера полета вертолета, а по столбцам - фильтры с динамическими моделями относительно j-x вариантов динамики при соответствующем m-м характере полета вертолета. Динамические модели, принятые при фильтрации в каждом OФmj их матрицы (m=1, 2, 3, 4;
Figure 00000063
) в виде различных структур матриц Фmj(k) и Qmj(k+1) с соответствующими численными значениями их элементов, выполняют роль динамического эталона, поскольку они одновременно являются априорными сведениями не только для сопровождения вертолета, но и для распознавания характера его полета.
В предлагаемом способе определение m-го характера полета вертолета осуществляется по критерию хи-квадрат Пирсона, согласно которого для каждого OФmj их матрицы в вычислителе 2 случайных значений величин
Figure 00000064
на основе значений элементов матрицы невязок измерения Zm j(k+1) (выражение (8) и матрицы априорных ошибок фильтрации Ψmj(k+1) (выражение (6), поступающих с блока 1 оценок, производится вычисление соответствующих значений случайных величин
Figure 00000065
в соответствии с выражением (11). В блоке 3 сравнения в соответствующем для каждого OФmj устройстве сравнения УСmj осуществляется сравнение (выражение (12) полученных значений случайных величин
Figure 00000066
с соответствующими их граничными значениями χ2 гр m(m,Рош), одинаковыми для всех оптимальных фильтров, находящихся в m-й строке их матрицы. По результатам сравнения в блоке 4 определения номера строки находится максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где расположен один и более
Figure 00000067
, для которых выполняется условие (12), что соответствует оценке
Figure 00000068
характера полета вертолета.
Условие (12) может быть выполнено одновременно в нескольких оптимальных фильтрах в
Figure 00000069
строке матрицы при j-ых вариантах динамики полета вертолета. В предлагаемом способе определение j-го варианта динамики полета вертолета при оцененном
Figure 00000070
характере полета вертолета осуществляется по критерию минимума обобщенной дисперсии реальных ошибок фильтрации следующим образом. Для тех оптимальных фильтров, находящихся в оцененном
Figure 00000071
номере строки их матрицы и для которых выполняется условие (12), в блоке 5 определения номера столбца производится вычисление соответствующих значений обобщенных дисперсий реальных ошибок фильтрации в соответствии с выражением (13) и определяется номер столбца
Figure 00000072
в строке
Figure 00000073
, где находится оптимальный фильтр, для которого величина
Figure 00000074
минимальна, что и будет соответствовать оценке
Figure 00000075
варианта динамики полета вертолета при оцененном
Figure 00000076
характере его полета. На основе значений
Figure 00000077
и
Figure 00000078
в блоке 6 выбора оценки, куда поступают оценки
Figure 00000079
(m=1, 2, 3, 4;
Figure 00000080
) с выходов всех оптимальных фильтров, осуществляется выбор оценок доплеровских частот
Figure 00000081
,
Figure 00000082
и
Figure 00000083
, обусловленных скоростью сближения ракеты соответственно при стационарном полете вертолета (при
Figure 00000084
), полету вертолета с ускорением (при
Figure 00000085
) и торможением
Figure 00000086
с соответствующей j-й динамикой, которые поступают на вход вычислителя 9 параметров рассогласования.
Одновременно в угломере 7 РГС ракеты осуществляется оценка угловых скоростей вращения линии визирования «ракета - вертолет»
Figure 00000087
и
Figure 00000088
, приращений Δωг и Δωв угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-вертолет», обусловленные маневром вертолета, оценки пеленгов
Figure 00000089
и
Figure 00000090
вертолета соответственно в горизонтальной (индекс «г») и вертикальной (индекс «в») плоскостях, которые поступают на вход вычислителя 9 параметров рассогласования.
Кроме того, в акселерометре 8 осуществляется измерение собственного ускорения ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, которые также поступают на соответствующие входы вычислителя 9 параметров рассогласования.
При принятии в блоке 4 решения
Figure 00000091
, что соответствует стационарному полету вертолета, параметры рассогласования в вычислителе 9 в горизонтальной Δг 1 и вертикальной Δв 1 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (14) и (15).
При принятии в блоке 4 решения
Figure 00000092
что соответствует полету вертолета с ускорением, параметры рассогласования в вычислителе 9 в горизонтальной Δг 2 и вертикальной Δв 2 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (16) и (17).
При принятии в блоке 4 решения
Figure 00000093
что соответствует полету вертолета с торможением, параметры рассогласования в вычислителе 9 в горизонтальной Δг 3 и вертикальной Δв 3 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (18) и (19).
При принятии в блоке 4 решения
Figure 00000094
что соответствует полету вертолета в режиме «висение», параметры рассогласования в вычислителе 9, куда также поступают постоянные значения коэффициентов Кϕг, Кωг, Кϕв, Кωв, которые выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты на вертолет была бы близка к прямолинейной, в горизонтальной Δг 4 и вертикальной Δв 4 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями (1) и (2).
Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит сформировать параметры рассогласования в РЭСУ ракетой класса «воздух-воздух», позволяющие осуществить самонаведение ракеты на вертолет при различном характере его полета с соответствующей ему динамикой полета.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 30, формулы (7.51) (аналог).
2. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр. 24, формула (7.32) (прототип).

Claims (52)

  1. Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса «воздух-воздух» при ее самонаведении на вертолет при различном характере его полета, заключающийся в том, что в угломере радиолокационной головки самонаведения ракеты осуществляется оценка угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-вертолет»
    Figure 00000095
    и
    Figure 00000096
    , оценка пеленгов
    Figure 00000097
    и
    Figure 00000098
    вертолета, определяются приращения Δωг и Δωв угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-вертолет», обусловленные маневром вертолета соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, с помощью акселерометра измеряются собственные ускорения ракеты в горизонтальной Jг и вертикальной Jв плоскостях, отличающийся тем, что в автоселекторе скорости радиолокационной головки самонаведения ракеты параллельно в каждом оптимальном калмановском фильтре OФmj их матрицы в соответствии с выражениями
  2. Figure 00000099
  3. Figure 00000100
  4. Figure 00000101
  5. Figure 00000102
  6. Figure 00000103
  7. Figure 00000104
  8. где
  9. k - номер такта работы калмановского фильтра;
  10. P-(k+1) и Р(k+1) - ковариационные матрицы ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;
  11. Ф(k) - переходная матрица состояния;
  12. Q(k+1) и R(k+1) - ковариационные матрицы шумов возбуждения и наблюдения соответственно;
  13. K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;
  14. I - единичная матрица;
  15. Figure 00000105
    и
    Figure 00000106
    - вектор текущих и экстраполированных оценок дальности до вертолета и доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой;
  16. Н(k) - матрица наблюдения;
  17. Y(k) - вектор наблюдения;
  18. Z(k+1) - матрица невязок измерения;
  19. Ψ(k+1) - матрица априорных ошибок фильтрации;
  20. "-1" - операция вычисления обратной матрицы;
  21. "т" - операция транспонирования матрицы;
  22. m=1, 2, 3, 4;
  23. m=1 соответствует стационарному характеру полета вертолета;
  24. m=2 соответствует полету вертолета с ускорением;
  25. m=3 соответствует полету вертолета с торможением;
  26. m=4 соответствует полету вертолета в режиме «висение»;
  27. Figure 00000107
    ; L - количество вариантов динамики полета вертолета при каждом его m-м характере полета,
  28. осуществляется сопровождение вертолета по дальности и доплеровской частоте при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом OФmj относительно m-го характера полета вертолета и соответствующего для каждого j-го варианта динамики его полета, при этом, по строкам матрицы оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно m-го характера полета вертолета, а по столбцам - фильтры с динамическими моделями для различных гипотез относительно j-x вариантов динамики полета вертолета при соответствующем его m-м характере полета, для каждого оптимального фильтра их матрицы производится вычисление соответствующих значений случайных величин
    Figure 00000108
    в соответствии с выражением
  29. Figure 00000109
  30. осуществляется сравнение полученных значений случайных величин
    Figure 00000110
    с соответствующими ее граничными значениями χ2 гр m(m,Рош), одинаковыми для всех оптимальных фильтров, находящихся в m-й строке их матрицы,
  31. Figure 00000111
  32. где
  33. Рош - вероятность ошибки того, что правильная гипотеза относительно m-го характера полета вертолета будет отвергнута,
  34. определяется максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где находится один и более оптимальных фильтров, для которых выполняется условие (8), что соответствует оценке
    Figure 00000112
    характера полета вертолета, для тех оптимальных фильтров
    Figure 00000113
    , для которых в
    Figure 00000114
    строке их матрицы выполняется условие (8), производится вычисление соответствующих значений обобщенных дисперсий реальных ошибок фильтрации в соответствии с выражением
  35. Figure 00000115
  36. определяется номер столбца
    Figure 00000116
    в строке
    Figure 00000117
    , где находится оптимальный фильтр, для которого величина
    Figure 00000118
    минимальна, что соответствует оценке
    Figure 00000119
    варианта динамики полета вертолета для оцененного значения
    Figure 00000120
    характера его полета, на основе значений
    Figure 00000121
    и
    Figure 00000122
    осуществляется выбор оценки доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения вертолета с ракетой, с выхода только одного
    Figure 00000123
    из их матрицы, находящегося на пересечении оцененных номера строки
    Figure 00000124
    и столбца
    Figure 00000125
    ,
  37. при принятии решения
    Figure 00000126
    , что соответствует стационарному полету вертолета, параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δг 1 и вертикальной Δв 1 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями
  38. Figure 00000127
  39. Figure 00000128
  40. где λ - рабочая длина волны радиолокационной головки самонаведения ракеты; N - навигационная постоянная;
    Figure 00000129
    - оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся в первой строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном
    Figure 00000130
    варианте динамики его стационарного полета,
  41. при принятии решения
    Figure 00000131
    что соответствует полету вертолета с ускорением, параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δг 2 и вертикальной Δв 2 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями
  42. Figure 00000132
  43. Figure 00000133
  44. где
    Figure 00000134
    - оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся во второй строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном
    Figure 00000135
    варианте динамики его полета с ускорением,
  45. при принятии решения
    Figure 00000136
    что соответствует полету вертолета с торможением, параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δг 3 и вертикальной Δв 3 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями
  46. Figure 00000137
  47. Figure 00000138
  48. где
    Figure 00000139
    - оценка доплеровской частоты с выхода одного из оптимальных фильтров, находящихся в третьей строке их матрицы и обусловленная скоростью сближения ракеты с вертолетом при оцененном
    Figure 00000140
    варианте динамики его полета с торможением,
  49. при принятии решения
    Figure 00000141
    что соответствует полету вертолета в режиме «висение», параметры рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой в горизонтальной Δг 4 и вертикальной Δв 4 плоскостях будут формироваться в соответствии с выражениями
  50. Figure 00000142
  51. Figure 00000143
  52. где Кϕг, Кωг, Кϕв, Кωв - постоянные коэффициенты, значения которых выбираются таким образом, чтобы траектория наведения ракеты на вертолет была бы близка к прямолинейной.
RU2019115305A 2019-05-20 2019-05-20 Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта RU2726273C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019115305A RU2726273C1 (ru) 2019-05-20 2019-05-20 Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019115305A RU2726273C1 (ru) 2019-05-20 2019-05-20 Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2726273C1 true RU2726273C1 (ru) 2020-07-10

Family

ID=71510592

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019115305A RU2726273C1 (ru) 2019-05-20 2019-05-20 Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2726273C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2324952C1 (ru) * 2006-08-16 2008-05-20 Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз" Способ сопровождения групповой воздушной цели
RU2408031C2 (ru) * 2009-02-02 2010-12-27 Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз" Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели
RU2419815C1 (ru) * 2009-11-03 2011-05-27 ОАО "ГСКБ "АЛМАЗ-АНТЕЙ" им. АКАДЕМИКА А.А. РАСПЛЕТИНА Способ сопровождения воздушной цели из класса "самолет с турбореактивным двигателем"
DE102010005198B4 (de) * 2010-01-21 2012-01-12 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Flugkörper und Verfahren zum Erfassen eines Ziels
RU2010151023A (ru) * 2010-12-13 2012-06-20 Федеральное государственное научное учреждение "Государственный научно-технологический центр "Наука" (ФГНУ "ГНТЦ "Наука") (RU) Способ сопровождения воздушной цели класса "вертолет"

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2324952C1 (ru) * 2006-08-16 2008-05-20 Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз" Способ сопровождения групповой воздушной цели
RU2408031C2 (ru) * 2009-02-02 2010-12-27 Общество с ограниченной ответственностью "ОКБ Траверз" Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели
RU2419815C1 (ru) * 2009-11-03 2011-05-27 ОАО "ГСКБ "АЛМАЗ-АНТЕЙ" им. АКАДЕМИКА А.А. РАСПЛЕТИНА Способ сопровождения воздушной цели из класса "самолет с турбореактивным двигателем"
DE102010005198B4 (de) * 2010-01-21 2012-01-12 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Flugkörper und Verfahren zum Erfassen eines Ziels
RU2010151023A (ru) * 2010-12-13 2012-06-20 Федеральное государственное научное учреждение "Государственный научно-технологический центр "Наука" (ФГНУ "ГНТЦ "Наука") (RU) Способ сопровождения воздушной цели класса "вертолет"

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6714155B1 (en) Method of passively estimating an emitter's position and velocity using bearings-only without requiring observer acceleration
EP1610152B1 (en) Tracking of a moving object for a self-defence system
Miller et al. Underwater target tracking using bearing-only measurements
RU2760951C1 (ru) Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях
RU2408031C2 (ru) Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели
CN110186456B (zh) 一种目标定位的方法、系统、无人机及存储介质
RU2726273C1 (ru) Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта
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"
RU2692837C2 (ru) Способ определения параметров движения шумящего объекта
RU2713212C1 (ru) Способ распознавания варианта наведения подвижного объекта на один из летательных аппаратов группы
RU2617373C1 (ru) Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе модифицированной, инвариантной к рельефу подстилающей поверхности угломестной процедуры расчёта дальности
Roh et al. Trajectory optimization using Cramér-Rao lower bound for bearings-only target tracking
RU2615783C1 (ru) Обнаружитель маневра баллистической ракеты по фиксированной выборке квадратов дальности
RU2232402C2 (ru) Способ определения дальности до источников радиоизлучений и скорости сближения с ними в однопозиционных радиолокационных системах
Raj et al. Estimation of line-of-sight rate in a homing Missile Guidance loop using optimal filters
Kim et al. Variable-structured interacting multiple model algorithm for the ballistic coefficient estimation of a re-entry ballistic target
RU2621374C1 (ru) Способ оптимальной привязки к подвижной наземной цели и прогноза её параметров на основе субоптимальной процедуры углового сопровождения
Pudovkin et al. Development and research of the rangefinder of the information and measurement system of air traffic control based on data from on-board sensors of the aircraft
Zhao et al. Micro-motion parameters estimation using randomized stepped frequency radar
RU2726189C1 (ru) Устройство распознавания целей, не являющихся объектами разведки
Liu et al. Consecutive tracking for ballistic missile based on bearings-only during boost phase
RU2805782C1 (ru) Способ всеракурсного самонаведения ракеты "воздух-воздух" на заданный тип самолёта из состава их разнотипной пары
CN113238218A (zh) 基于phd滤波的临近空间高超声速目标跟踪方法
Liu et al. Algorithm of impact point prediction for intercepting reentry vehicles
Sönmez et al. Analysis of performance criteria for optimization based bearing only target tracking algorithms