RU2760951C1 - Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях - Google Patents

Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях Download PDF

Info

Publication number
RU2760951C1
RU2760951C1 RU2021107595A RU2021107595A RU2760951C1 RU 2760951 C1 RU2760951 C1 RU 2760951C1 RU 2021107595 A RU2021107595 A RU 2021107595A RU 2021107595 A RU2021107595 A RU 2021107595A RU 2760951 C1 RU2760951 C1 RU 2760951C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
variant
radar
tactical situation
missile
rocket
Prior art date
Application number
RU2021107595A
Other languages
English (en)
Inventor
Андрей Александрович Филонов
Андрей Николаевич Тезиков
Андрей Александрович Скрынников
Виктор Александрович Болдинов
Александр Юрьевич Федотов
Андрей Валентинович Белобородов
Михаил Игоревич Хлопков
Роман Алексеевич Плаксов
Антон Олегович Попов
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 RU2021107595A priority Critical patent/RU2760951C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2760951C1 publication Critical patent/RU2760951C1/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
    • G01S13/58—Velocity or trajectory determination systems; Sense-of-movement determination 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
    • G01S13/58—Velocity or trajectory determination systems; Sense-of-movement determination systems
    • G01S13/581—Velocity or trajectory determination systems; Sense-of-movement determination systems using transmission of interrupted pulse modulated waves and based upon the Doppler effect resulting from movement of targets
    • 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
    • G01S13/66—Radar-tracking systems; Analogous systems
    • G01S13/72—Radar-tracking systems; Analogous systems for two-dimensional tracking, e.g. combination of angle and range tracking, track-while-scan radar

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

Предполагаемое изобретение относится к области цифровой обработки сигналов и может быть использовано в системах сопровождения подвижных объектов и системах наведения ракет для сопровождения крылатой ракеты (КР) и распознавания варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета (интенсивности маневра) ракеты и вариант помеховой обстановки. Техническим результатом заявленного изобретения является расширение функциональных возможностей радиолокационных станций (РЛС) и радиолокационных головок самонаведения (РГС) по сопровождению КР и распознаванию варианта тактической ситуации, повышение достоверности и устойчивости фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС (или РГС) и распознавания варианта тактической ситуации. Способ заключается в одновременном формировании достоверных безусловных оценок фазовых координат относительного перемещения ракеты и носителя РЛС (или РГС) и оценки варианта тактической ситуации. В способе осуществляют комплексирование информации РЛС (или РГС) и индикатора варианта тактической ситуации, учет уточненных на основе цифровой карты местности (ЦКМ) априорных данных о динамике траекторных параметров ракеты и смене варианта тактической ситуации, адаптацию системы обработки информации к ним и учет альтернативных моделей движения ракеты и измерений ее траекторных параметров. На основе узкополосной доплеровской фильтрации сигнала, отраженного от корпуса ракеты, в РЛС (или РГС), формируют по процедуре быстрого преобразования Фурье (БПФ) отсчет доплеровской частоты с максимальной амплитудой составляющих полученного спектра сигнала, преобразуют его в значение скорости. Далее проводят обработку сформированных значений скорости и выходных показаний дальномера, акселерометра и индикатора в многоканальном фильтре по процедуре совместных фильтрации фазовых координат и распознавания состояния марковской структуры линейной стохастической динамической системы на основе двухмоментной параметрической аппроксимации (ДПА) нормальным законом, основанной на априорных данных в виде математической модели (ММ) системы «носитель РЛС (или РГС) - крылатая ракета - РЛС (или РГС) - комплексный индикатор» со случайной скачкообразной структурой (ССС), включающей уточненные на основе ЦКМ линейные альтернативные модели эволюции траекторных параметров движения ракеты, линейные альтернативные модели измерений этих параметров в РЛС (или РГС), уточненную на основе ЦКМ комплексную марковскую модель смены варианта тактической ситуации (смены состояния структуры), комплексную марковскую модель индикатора варианта тактической ситуации, альтернативные модели неуправляемых случайных возмущений и помех, при начальных условиях. На выходе фильтра формируют оценки варианта тактической ситуации, безусловных математического ожидания (МО) траекторных параметров и ковариационной матрицы (КМ) ошибок их оценивания. 1 ил.

Description

Предполагаемое изобретение относится к области цифровой обработки сигналов и может быть использовано в системах сопровождения подвижных объектов, в частности в радиолокационных станциях (РЛС) различного базирования, и системах наведения ракет, в частности в радиолокационных головках самонаведения (РГС), для сопровождения крылатой ракеты (КР) и распознавания варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета (интенсивности маневра) ракета и вариант помеховой обстановки.
Известен способ сопровождения воздушной цели (ВЦ) [1, 2], который может быть использован для сопровождения и КР, заключающийся в том, что цель отслеживается по дальности, скорости и ускорению в одноканальном фильтре, функционирующем на основе процедуры многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой выражениями
Figure 00000001
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
где
k=0, 1, …, - номер такта работы фильтра;
Р-(k+1) и Р(k+1) - ковариационные матрицы (КМ) ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;
Ф(k) - переходная матрица состояния;
Q(k+1) и R(k+1) - КМ шумов возбуждения и наблюдения соответственно;
K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;
I - единичная матрица;
Figure 00000007
и
Figure 00000008
- вектор текущих и экстраполированных оценок дальности, скорости и ускорения;
Н(k+1) - 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.
Недостатками данного способа сопровождения ВЦ являются:
1. Ограниченные функциональные возможности по сопровождению КР в условиях ее полета на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности, а также маневренного и информационного противодействий со стороны противника.
2. Низкая точность фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС.
3. Отсутствие возможности распознавания варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и варианта помеховой обстановки.
4. Низкая устойчивость к срывам автосопровождения КР.
5. Не оптимальность определяемых на его основе оценок траекторных параметров движения КР, так как они находятся при условии справедливости гипотезы о фактическом варианте тактической ситуации [соответствии одной выбранной математической модели (структуры и параметров) реальной тактической ситуации], которая носит вероятностный характер, а значит, оценки являются условно-оптимальными.
6. Отсутствие возможности комплексирования информации РЛС, измеряющей траекторные параметры движения КР, и индикаторов варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и варианта помеховой обстановки.
7. Отсутствие возможности учитывать альтернативные математические модели (ММ) движения КР и измерений ее траекторных параметров.
8. Отсутствие возможности уточнения априорных данных о движение КР и смене вариантов тактической ситуации (динамики фазовых координат и смене состояний структуры) на основе цифровой карты местности (ЦКМ).
9. Отсутствие возможности учитывать априорные данные о смене вариантов тактической ситуации [траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, характера полета (интенсивности маневра) ракеты и помеховой обстановки].
10. Отсутствие адаптации системы обработки информации к смене варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, смене варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и смене варианта помеховой обстановки.
Известен способ оценки параметров траектории объекта [3], который может быть использован для сопровождения и КР, заключающийся в том, что осуществляется измерение координат объекта, преобразование их в прямоугольные координаты и использование для оценки параметров траектории объекта фильтра Калмана, при этом устанавливается контролируемый параметр фильтра Калмана и задается его пороговое значение, в текущем времени оценивания корреляционная матрица ошибок экстраполяции фильтра Калмана умножается на весовой коэффициент с начальным значением, равным единице, накапливается значение контролируемого параметра, сравнивается накопленное значение контролируемого параметра с пороговым значением и если оно больше порогового значения, то формируется признак «Маневр», обнуляется накопленное значение контролируемого параметра, а значение весового коэффициента дискретно увеличивается и далее продолжается накопление контролируемого параметра и формирование оценок параметров траектории, при этом, если при наличии признака «Маневр» накопленное значение контролируемого параметра станет меньше порогового значения, то признак «Маневр» снимается, обнуляется накопленное значение контролируемого параметра, а значение весового коэффициента дискретно уменьшается и далее продолжается накопление контролируемого параметра и формирование оценок параметров траектории объекта.
Недостатками данного способа сопровождения опенки параметров траектории объекта являются:
1. Ограниченные функциональные возможности по сопровождению КР в условиях ее полета на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности, а также информационного противодействия со стороны противника.
2. Низкая точность фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС.
3. Отсутствие возможности распознавания варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности и варианта помеховой обстановки.
4. Низкая устойчивость к срывам автосопровождения КР.
5. Не оптимальность определяемых на его основе оценок траекторных параметров движения КР, так как они находятся при условии справедливости гипотезы о фактическом варианте тактической ситуации [соответствии одной выбранной ММ (структуры) реальной тактической ситуации], которая носит вероятностный характер, а значит, оценки являются условно-оптимальными.
6. Отсутствие возможности комплексирования информации РЛС, измеряющей траекторные параметры движения КР, и индикаторов варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности и варианта помеховой обстановки.
7. Отсутствие возможности учитывать альтернативные ММ движения КР и измерений ее траекторных параметров.
8. Отсутствие возможности уточнения априорных данных о движение КР и смене вариантов тактической ситуации (динамики фазовых координат и смене состояний структуры) на основе ЦКМ.
9. Отсутствие возможности учитывать априорные данные о смене вариантов тактической ситуации [траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, характера полета (интенсивности маневра) ракеты и помеховой обстановки].
10. Отсутствие адаптации системы обработки информации к смене варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности и смене варианта помеховой обстановки.
Известен наиболее близкий к предлагаемому способ сопровождения ВЦ класса «вертолет» [4], который может быть использован для сопровождения и КР, заключающийся в том, что цель отслеживается по дальности, скорости и ускорению в каждом фильтре Фmj их матрицы на основе процедуры многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой выражениями (1)-(6), где
Figure 00000009
- вариант характера полета (интенсивности маневра) ракеты,
Figure 00000010
- вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности.
При различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом фильтре Фmj относительно m-го варианта характера полета ракеты и j-го варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, при этом по строкам матрицы фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно m-го варианта характера полета ракеты, а по столбцам - фильтры с динамическими моделями для различных гипотез относительно j-го варианта траектории полета ракеты, для каждого фильтра их матрицы производится вычисление соответствующих значений случайных величин
Figure 00000011
в соответствии с выражением
Figure 00000012
Осуществляется сравнение полученных значений случайных величин
Figure 00000013
с соответствующими ее граничными значениями
Figure 00000014
одинаковыми для всех фильтров, находящихся в m-й строке их матрицы
Figure 00000015
где Рош - вероятность ошибки в том, что правильная гипотеза относительно m-го варианта характера полета ракеты будет отвергнута, определяется максимальный номер строки матрицы фильтров, где находится один и более фильтров, для которых выполняется условие (8), что соответствует оценке
Figure 00000016
варианта характера полета ракеты, для тех фильтров
Figure 00000017
для которых в
Figure 00000018
строке их матрицы выполняется условие (8), производится вычисление соответствующих значений обобщенных дисперсий реальных ошибок фильтрации в соответствии с выражением
Figure 00000019
определяется номер столбца
Figure 00000020
в строке
Figure 00000021
где находится фильтр, для которого величина
Figure 00000022
минимальна, что соответствует оценке
Figure 00000023
варианта траектории полета ракеты для оцененного значения
Figure 00000024
характера его полета, на основе значений
Figure 00000025
и
Figure 00000026
осуществляется выбор оценки
Figure 00000027
с выхода только одного фильтра
Figure 00000028
из их матрицы находящегося на пересечении оцененных номера строки
Figure 00000029
и столбца
Figure 00000030
Существенными признаками известного способа сопровождения воздушной цели класса «вертолет» [3] являются:
1. Распознавание в процессе параллельного сопровождения на основе процедуры многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации [выражения (1)-(6)]
Figure 00000031
варианта характера полета ракеты [по критерию хи-квадрат Пирсона, выражения (7), (8)] и
Figure 00000032
варианта траектории полета ракеты [по критерию минимума обобщенной дисперсии реальных ошибок фильтрации, вычисляемой в соответствии с выражением (9)].
2. Выбор оценки отслеживаемых координат (дальности, скорости, ускорения) с выхода только одного фильтра из их матрицы, находящегося на пересечении оцененных номера строки
Figure 00000033
и столбца
Figure 00000034
т.е. после принятия решения относительно
Figure 00000035
варианта характера полета ракеты и
Figure 00000036
варианта траектории ее полета.
Недостатками данного способа сопровождения ВЦ класса «вертолет» являются:
1. Ограниченные функциональные возможности по сопровождению КР в условиях ее полета на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности, а также информационного противодействия со стороны противника.
2. Низкая точность фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС.
3. Отсутствие возможности распознавания варианта помеховой обстановки.
4. Низкая устойчивость к срывам автосопровождения КР.
5. Не оптимальность определяемых на его основе оценок траекторных параметров движения КР, так как они находятся при условии справедливости гипотезы о фактическом варианте тактической ситуации [соответствии одной ММ (структуры и параметров) из выбранного множества моделей реальной тактической ситуации], которая носит вероятностный характер, а значит, оценки являются условно-оптимальными.
6. Отсутствие возможности комплексирования информации РЛС, измеряющей траекторные параметры движения КР, и индикаторов варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и варианта помеховой обстановки.
7. Отсутствие возможности учитывать альтернативные ММ измерений траекторных параметров движения КР.
8. Отсутствие возможности уточнения априорных данных о движение КР и смене вариантов тактической ситуации (динамики фазовых координат и смене состояний структуры) на основе ЦКМ.
9. Отсутствие возможности учитывать априорные данные о смене вариантов тактической ситуации [траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, характера полета (интенсивности маневра) ракеты и помеховой обстановки].
10. Отсутствие адаптации системы обработки информации к смене варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, смене варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и смене варианта помеховой обстановки.
Цель изобретения - расширение функциональных возможностей РЛС и РГС по сопровождению крылатой ракеты и распознаванию варианта тактической ситуации, повышение достоверности и устойчивости фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС (или РГС) и распознавания варианта тактической ситуации путем приближения получаемых оценок к их оптимальным значениям за счет комплексирования информации РЛС (или РГС) и индикатора варианта тактической ситуации, учета уточненных на основе ЦКМ априорных данных о динамике траекторных параметров ракеты и смене варианта тактической ситуации, адаптации системы обработки информации к ним и учета альтернативных моделей движения ракеты и измерений ее траекторных параметров.
Для достижения цели в способе сопровождения воздушной цели класса «вертолет», заключающемся в том, что объект сопровождается по дальности, скорости и ускорению, дополнительно сигнал, отраженный от КР, в РЛС (или РГС) подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры быстрого преобразования Фурье (БПФ) и преобразуется в амплитудно-частотный спектр, составляющие которого обусловлены отражением сигнала от корпуса ракеты, определяется отсчет доплеровской частоты, соответствующий максимальной амплитуде составляющих спектра сигнала, обусловленных отражением сигнала от корпуса КР, выделенный отсчет доплеровской частоты преобразуется в значение скорости, которое совместно с показаниями дальномера, акселерометра и индикатора варианта тактической ситуации поступают на вход многоканального фильтра, функционирующего в соответствии с процедурой квазиоптимальных совместных фильтрации фазовых координат и распознавания состояния марковской структуры линейной стохастической динамической системы на основе двухмоментной параметрической аппроксимации (ДПА) нормальным законом [5-8]
Figure 00000037
Figure 00000038
Figure 00000039
Figure 00000040
Figure 00000041
Figure 00000042
Figure 00000043
Figure 00000044
Figure 00000045
Figure 00000046
Figure 00000047
Figure 00000048
Figure 00000049
основанной на априорных данных в виде ММ системы «носитель РЛС (или РГС) - крылатая ракета - РЛС (или РГС) - комплексный индикатор» со случайной скачкообразной структурой (ССС), включающей:
- линейные альтернативные модели эволюции траекторных параметров движения ракеты (динамики фазовых координат), уточненные на основе ЦКМ [9],
Figure 00000050
- линейные альтернативные модели измерений этих параметров в РЛС (или РГС)
Figure 00000051
- марковскую модель смены варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности
Figure 00000052
- марковскую модель смены варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты
Figure 00000053
- марковскую модель смены варианта помеховой обстановки
Figure 00000054
- с комплексной марковской моделью смены варианта тактической ситуации (смены состояния структуры)
Figure 00000055
- марковскую модель индикатора варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности
Figure 00000056
- марковскую модель индикатора варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты
Figure 00000057
- марковскую модель индикатора варианта помеховой обстановки
Figure 00000058
- с комплексной марковской моделью индикатора варианта тактической ситуации
Figure 00000059
- альтернативные модели неуправляемых случайных возмущений и помех
Figure 00000060
- при начальных условиях
Figure 00000061
где
k - дискретный момент времени;
xk=(Dk, Vk, Vп,k, ΔVk, a k)T - вектор траекторных параметров движения ракеты [фазовых координат относительного перемещения носителя РЛС (или РГС) и КР], включающих радиальные дальность Dk до КР, скорость Vk сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), постоянную Vп,k и флуктуационную ΔVk+1 составляющие этой скорости, флуктуационную составляющую a k+1 ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС);
sk=(s1,s2,s3)k - индекс варианта тактической ситуации (состояния структуры);
Figure 00000062
- вариант реализуемой с учетом рельефа местности траектории полета ракеты (1 - ракета летит по первой из возможных с учетом рельефа местности траекторий, 2 - ракета летит по второй из возможных траекторий, 3 - ракета летит по третьей траектории и т.д.);
Figure 00000063
- вариант характера полета ракеты (1 - стационарный полет ракеты, 2 - ракета выполняет маневр с первым вариантом перегрузки, 3 - ракета выполняет маневр со вторым вариантом перегрузки и т.д.);
Figure 00000064
- вариант помеховой обстановки (1 - первый вариант воздействия со стороны противника помех, 2 - второй вариант, 3 - третий вариант и т.д.);
uk - вектор управляющих носителем РЛС (или РГС) сигналов;
Figure 00000065
- вектор измерений РЛС (или РГС);
Figure 00000066
- выходные показания индикатора варианта тактической ситуации;
r1,k - выходное показание индикатора варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности;
r2,k - выходное показание индикатора варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты;
r3,k - выходное показание индикатора варианта помеховой обстановки;
ξk, ζk - стандартные дискретные векторные белые шумы;
Ak(sk+1, sk), Bk(sk+1, sk), Fk(sk+1, sk), Ck(sk), Ek(sk) - известные матрицы детерминированных функций случайных аргументов sk и sk+1;
Ak(sk+1, sk) - матрица эволюции (экстраполяции) траекторных параметров движения ракеты [динамики фазовых координат относительного перемещения носителя РЛС (или РГС) и КР] при фиксированной смене варианта тактической ситуации;
Bk(sk+1, sk) - матрица управления носителем РЛС (или РГС) при фиксированной смене варианта тактической ситуации;
Fk(sk+1, sk) - матрица возмущений при фиксированной смене варианта тактической ситуации;
Ck(sk) - матрица измерения траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации;
Ek(sk) - матрица ошибок измерения траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации;
q1,k(s1,k+1 | s1,k) - условные вероятности смены варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности;
q2,k(s2,k+1| s2,k) _ условные вероятности смены варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты;
q3,k(s3,k+1 | s3,k) - условные вероятности смены варианта помеховой обстановки;
qk(sk+1 | sk) - условные вероятности смены варианта тактической ситуации;
π1,k(r1,k+1 | r1,k, s1,k+1) _ условные вероятности смены показаний индикатора варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности; при отсутствии такого индикатора, в (16) полагается π1,k(r1,k+1 | r1,k, s1,k+1)=1;
π2,k(r2,k+1 | r2,k, s2,k+1) - условные вероятности смены показаний индикатора варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты; при его отсутствии, в (16) полагается π2,k(r2,k+1 | r2,k, s2,k+1)=1;
π3,k(r3,k+1 | r3,k, s3,k+1) - условные вероятности смены показаний индикатора варианта помеховой обстановки; при его отсутствии, в (16) полагается π3,k(r3,k+1 | r3,k, s3,k+1)=1;
πk(rk+1 | rk, sk+1) - условные вероятности смены показаний индикатора варианта тактической ситуации; при его отсутствии, в (16) полагается πk(rk+1 | rk, sk+1)=1;
Fk(sk+1, sk)ξk, Ek(sk)ζk - удобное для моделирования представление векторов шумов соответственно возбуждения и измерения при фиксированном варианте тактической ситуации;
Gk(sk+1, sk), Qk(sk) - ковариационные матрицы (КМ) векторов шумов соответственно возбуждения Fk(sk+1, sk)ξk и измерения Ek(sk)ζk при фиксированном варианте тактической ситуации;
Figure 00000067
и
Figure 00000068
- прогнозируемые на один шаг дискретности вперед и апостериорные соответственно вероятности реализации sk+1-го варианта тактической ситуации, условные математические ожидания (МО) траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации, условные КМ ошибок оценивания траекторных параметров при фиксированном варианте тактической ситуации;
Figure 00000069
- начальные условия фильтрации;
Figure 00000070
- квазиоптимальная по критерию максимума апостериорной вероятности оценка варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета ракеты и вариант помеховой обстановки;
Figure 00000071
- апостериорное безусловное по отношению к варианту тактической ситуации МО траекторных параметров, включающих радиальные дальность до КР, скорость сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), постоянную и флуктуационную составляющие этой скорости, флуктуационную составляющую ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС);
Figure 00000072
- апостериорная безусловная по отношению к вариантам тактической ситуации КМ ошибок оценивания траекторных параметров;
Θk(sk) - условная КМ измерения при фиксированном варианте тактической ситуации;
Figure 00000073
- обратная матрица по отношению к матрице Θk(sk);
detΘk(sk) - определитель матрицы Θk(sk);
Δk+1(sk+1) - отклонение результата измерения от прогноза (невязка измерения) при фиксированном варианте тактической ситуации;
Figure 00000074
- в (14), (15), матрица коэффициентов усиления (доверия измерению) при фиксированном варианте тактической ситуации;
Figure 00000075
- в (19), ожидаемый (прогнозируемый) результат измерения при фиксированном варианте тактической ситуации;
Figure 00000076
- в (13), (16), функция правдоподобия;
Figure 00000077
- в (13), нормировочный коэффициент;
Figure 00000078
- в (18), квадратичная форма;
Т - операция транспонирования матрицы;
ехр[⋅] - экспоненциальная функция;
Figure 00000079
- упрощенное обозначение суммирования;
n(s) - мощность (число элементов) множества возможных вариантов тактической ситуации,
определяется оценка
Figure 00000080
варианта тактической ситуации, включающая оценки варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности
Figure 00000081
варианта характера полета ракеты
Figure 00000082
и варианта помеховой обстановки
Figure 00000083
определяется оценка
Figure 00000084
безусловного по отношению к варианту тактической ситуации МО траекторных параметров движения ракеты, включающая оценки радиальных дальности до КР
Figure 00000085
скорости
Figure 00000086
сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), постоянной
Figure 00000087
и флуктуационной
Figure 00000088
составляющих этой скорости, флуктуационной составляющей ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС)
Figure 00000089
определяется оценка
Figure 00000090
безусловной по отношению к варианту тактической ситуации КМ ошибок оценивания параметров движения;
на основе ММ динамики фазовых координат, которая в дискретном времени имеет вид
Figure 00000091
Figure 00000092
Figure 00000093
Figure 00000094
Figure 00000095
или в векторно-матричном представлении (23)
Figure 00000096
где
Dk и Vk - радиальные соответственно дальность от носителя РЛС (или РГС) до КР и их относительная скорость сближения;
Vп,k и ΔVk+1 - соответственно постоянная и флуктуационная составляющие радиальной скорости сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС);
a k+1 - флуктуационная составляющая ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС);
Δt - интервал дискретизации;
α(sk) - коэффициент, определяющий радиальные маневренные свойства ракеты для каждого варианта sk тактической ситуации;
β(sk) - квадрат частоты скоростных флуктуаций относительного перемещения ракеты и носителя РЛС (или РГС) в зависимости от варианта sk тактической ситуации;
Figure 00000097
- дисперсия флуктуационной составляющей радиального ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС) в зависимости от варианта sk тактической ситуации;
ξ1,k - независимый стандартный дискретный белый шум;
Fk(sk)ξk - удобное для моделирования представление вектора шумов возбуждения с КМ
Figure 00000098
ξk - вектор независимых стандартных дискретных белых шумов;
Gk(sk) - КМ вектора шумов возбуждения Fk(sk)ξk;
D00, V00, ΔV00, а 00 - начальные условия, значения соответственно радиальных дальности до КР, относительной скорости сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), постоянной и флуктуационной составляющих этой скорости, флуктуационной составляющей ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС) в начальный момент времени; и на основе ММ (24) измерений в РЛС (или РГС) радиальных дальности до КР, скорости сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), флуктуационной составляющей ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС), которая в дискретном времени и векторно-матричном представлении имеет вид
Figure 00000099
где
C11(sk), C22(sk) и C35(sk) - коэффициенты измерения соответственно радиальных дальности до ракеты, скорости и ускорения сближения с ней носителя РЛС (или РГС);
Figure 00000100
- дисперсии шумов измерения соответственно радиальных дальности до ракеты, скорости и ускорения сближения с ней носителя РЛС (или РГС);
ζD,k, ζV,k и ζ a ,k - независимые стандартные дискретные белые шумы;
Qk(sk) - КМ вектора шумов измерения Ek(sk)ζk.
Сущность предлагаемого способа сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях заключается в следующих существенных признаках:
1. Сопровождение крылатой ракеты в РЛС (или РГС) носителя в условиях ее полета на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности при информационном противодействии со стороны противника.
2. Совместные (одновременные) оценивание (фильтрация) траекторных параметров движения ракеты [фазовых координат относительного перемещения носителя РЛС (или РГС) и КР] и распознавание варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета ракеты и вариант помеховой обстановки.
3. Применение многоканального по числу рассматриваемых вариантов тактической ситуации фильтра, функционирующего в соответствии с процедурой (10)-(22) квазиоптимальных совместных фильтрации фазовых координат и распознавания состояния марковской структуры линейной стохастической динамической системы на основе ДПА нормальным законом.
4. Комплексирование в (16) информации РЛС (или РГС), измеряющей траекторные параметры движения КР, и комплексного индикатора варианта тактической ситуации с моделью (32), включающего индикатор варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, индикатор варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и индикатор варианта помеховой обстановки с моделями (29), (30) и (31).
5. Учет априорных данных о смене варианта тактической ситуации в виде условных вероятностей переходов (28), комплексирующих априорные данные о смене варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности (25), смене варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты (26) и смене варианта помеховой обстановки (27).
6. Коррекция оценок (11), (12), (21), (22) траекторных параметров движения ракеты, полученных на основе модели (23), (35)-(40) и измерений с моделью (24), (41) по оцененным вероятностям (10), (13) реализации соответствующего варианта тактической ситуации и априорным данным (28) о смене этого варианта (адаптация системы обработки информации к смене варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета (интенсивности маневра) ракеты и вариант помеховой обстановки.
7. Прогнозирование (10) вероятностей
Figure 00000101
реализации каждого варианта тактической ситуации на один шаг дискретности вперед на основе априорных данных о смене этого варианта, представленных начальными (34) и переходными (28) вероятностями цепи Маркова.
8. Прогнозирование (11) условных МО
Figure 00000102
фазовых координат на один шаг дискретности вперед при фиксированном варианте тактической ситуации, с учетом найденных вероятностей (10), на основе априорных данных о смене этого варианта (28) и альтернативных моделей эволюции траекторных параметров движения ракеты (23).
9. Прогнозирование (12) условных КМ
Figure 00000103
ошибок оценивания траекторных параметров движения ракеты на один шаг дискретности вперед при фиксированном варианте тактической ситуации, с учетом найденных вероятностей (10) и МО (11), на основе априорных данных о смене этого варианта и альтернативных моделей эволюции траекторных параметров движения ракеты.
10. Оценка (13) апостериорных вероятностей
Figure 00000104
реализации каждого варианта тактической ситуации, по степени согласованности (16)-(19) спрогнозированных вероятностей (10), МО траекторных параметров движения ракеты (11) и КМ (12) ошибок их оценивания с результатами измерений в (19) и комплексными показаниями индикаторов в (16).
11. Оценка (14) условных апостериорных МО
Figure 00000105
траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации, на основе спрогнозированных МО (11) и КМ (12) ошибок прогноза с учетом результатов измерения в (19).
12. Оценка (15) условных апостериорных КМ
Figure 00000106
ошибок фильтрации траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации, на основе спрогнозированных МО (11) и КМ (12) ошибок прогноза с учетом результатов измерения в (19).
13. Распознавание (идентификация) (20) такого
Figure 00000107
варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета ракеты и вариант помеховой обстановки, для которого найденная апостериорная вероятность (13) окажется максимальна.
14. Нахождение (21) безусловной оценки
Figure 00000108
траекторных параметров движения ракеты на основе апостериорных вероятностей (13) реализации каждого варианта тактической ситуации и условных апостериорных оценок (14) траекторных параметров, как безусловного МО.
15. Нахождение (22) безусловной КМ
Figure 00000109
ошибок оценивания траекторных параметров движения ракеты с учетом найденных апостериорных вероятностей (13) реализации каждого варианта тактической ситуации, условных МО (14) траекторных параметров, условных КМ (15) ошибок их оценивания и безусловных оценок (21) траекторных параметров.
Существенные признаки перечислений 8, 9, 11, 12 являются частично сходными с аналогами [1-3] и прототипом [4]. Существенные признаки перечислений 1-7, 10, 13-15 являются новыми, отличающимися от аналогов и прототипа, и в известных технических решениях не обнаружены.
Применение всех новых существенных признаков позволит расширить функциональные возможности РЛС и РГС по сопровождению крылатой ракеты и распознаванию варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и варианта помеховой обстановки, повысить достоверность и устойчивость фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС (или РГС) и распознавания варианта тактической ситуации.
На фиг. 1 приведена блок-схема, поясняющая реализацию предлагаемого способа.
Функционально в разработанном способе выделяются следующие блоки:
- условный классификатор экстраполяции 1;
- условный экстраполятор 2;
- условный дисперсиометр экстраполяции 3;
- условный классификатор фильтрации 4;
- условный фильтр 5;
- условный дисперсиометр фильтрации 6;
- идентификатор фильтрации 7;
- безусловный фильтр 8;
- безусловный дисперсиометр фильтрации 9.
Примеры технического исполнения устройств, которые могут быть применены и для реализации предлагаемого способа сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях приведены в [5-8, 10-13].
Результаты сравнительного моделирования предлагаемого способа сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях и известного способа сопровождения воздушной цели класса «вертолет» [4] при отношении сигнал/шум 14-24 дБ свидетельствуют с доверительной вероятностью 0,99 о снижении среднеквадратического отклонения (СКО) ошибки фильтрации на 18±0,1% и о повышении вероятности правильного распознавания варианта тактической ситуации на 12±0,1%.
Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит расширить функциональные возможности РЛС и РГС по сопровождению крылатой ракеты и распознаванию варианта тактической ситуации, повысить достоверность и устойчивость фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС (или РГС) и распознавания варианта тактической ситуации путем приближения получаемых оценок к их оптимальным значениям за счет комплексирования информации РЛС (или РГС) и индикатора варианта тактической ситуации, учета уточненных на основе ЦКМ априорных данных о динамике траекторных параметров ракеты и смене варианта тактической ситуации, адаптации системы обработки информации к ним и учета альтернативных моделей движения ракеты и измерений ее траекторных параметров.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Зингер Р.А. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью // Зарубежная радиоэлектроника. - 197). - №8 (аналог).
2. Казаринов Ю.М., Соколов А.И. Юрченко Ю.С. Проектирование устройств фильтрации радиосигналов. - Л.: изд. Ленинградского университета, 1985, с. 150-151. (аналог)
3. Патент на изобретение №2610831 от 16.02.2017. Способ оценки параметров траектории объекта / Гусев А.В, Слугин В.Г., Семашкин В.Е., Петрушин В.В.; заявитель и патентообладатель Акционерное общество «Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова» (RU) (аналог).
4. Патент на изобретение №2468385 от 27.11.2010. Способ сопровождения воздушной цели класса «вертолет» / Ситников А.Г., Богданов А.В., Васильев О.В., Ибрагим А.К., Миронович С.Я., Филонов А.А„ Халеев А.В., Чистилин А.Ю., Шпортко С.А.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное научное учреждение «Государственный научно-технологический центр «Наука» (ФГНУ «ГНТЦ «Наука») (RU) (прототип).
5. Бухалев, В.А. Распознавание, оценивание и управление в системах со случайной скачкообразной структурой / В.А. Бухалев. - М: ФИЗМАТЛИТ, 1996. - 283 с.
6. Бухалев, В.А. Оптимальное сглаживание в системах со случайной скачкообразной структурой / В.А. Бухалев. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2013. - 187 с.
7. Бухалев, В.А. Алгоритмическая помехазащита беспилотных летательных аппаратов / В.А. Бухалев, А.А. Скрынников, В.А. Болдинов. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2018. - 192 с.
8. Метод распознавания в бортовой радиолокационной станции истребителя состояния групповой воздушной цели на основе теории систем со случайной скачкообразной структурой: монография / А.А. Филонов [и др.]; рук. авт.коллектива А.Ю. Федотов. - М.: ИД Академии Жуковского, 2019. - 309 с.
9. Ищенко М.А. Метод построения интеллектуальной системы определения оптимальных областей полета беспилотного летательного аппарата в моделирующих комплексах военного назначения // Вестник ЯВВУ ПВО №5. Ярославль 2019. С. 50-56.
10. Патент на изобретение №2713635 от 05.02.20. Способ сопровождения воздушной цели из класса «самолет с турбореактивным двигателем» при воздействии уводящих по дальности и скорости помех / Мужичек С.М., Филонов А.А., Скрынников А.А., Федотов А.Ю., Ткачева О.О., Викулова Ю.М., Корнилов А.А., Макашин С.Л.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП ГосНИИАС) (RU).
11. Патент на изобретение №2713212 от 02.08.2020. Способ распознавания варианта наведения подвижного объекта на один из летательных аппаратов группы / Мужичек С.М., Филонов А.А., Тезиков А.Н., Скрынников А.А., Закомолдин Д.В., Федотов А.Ю., Ткачева О.О., Созонтов И.А., Демидов А.В., Казаков А.В.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП ГосНИИАС) (RU).
12. Патент на изобретение №2726869 от 16.07.2020. Способ распознавания функционального назначения летательных аппаратов пары по принципу «ведущий - ведомый» / Мужичек С.М., Филонов А.А., Тезиков А.Н., Скрынников А.А., Болдинов В.А., Федотов А.Ю.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП ГосНИИАС) (RU).
13. Патент на изобретение №2721623 от 21.05.2020. Способ определения мгновенного положения точки промаха беспилотного летательного аппарата по информации угломерного канала / Себряков Г.Г., Павлов В.И., Мужичек С.М., Ерломолин О.В., Скрынников А.А.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП ГосНИИАС) (RU).

Claims (1)

  1. Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях, заключающийся в том, что цель сопровождается по дальности, скорости и ускорению, отличающийся тем, что сигнал, отраженный от крылатой ракеты (КР), в радиолокационной станции (РЛС) или радиолокационной головке самонаведения (РГС), подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры быстрого преобразования Фурье (БПФ) и преобразуется в амплитудно-частотный спектр, составляющие которого обусловлены отражением сигнала от корпуса ракеты, определяется отсчет доплеровской частоты, соответствующий максимальной амплитуде этих составляющих, выделенный отсчет доплеровской частоты преобразуется в значение скорости, которое совместно с показаниями дальномера, акселерометра и индикатора варианта тактической ситуации поступают на вход многоканального фильтра, функционирующего в соответствии с процедурой квазиоптимальных совместных фильтрации фазовых координат и распознавания состояния марковской структуры линейной стохастической динамической системы на основе двухмоментной параметрической аппроксимации (ДПА) нормальным законом, процедурой, основанной на априорных данных в виде математической модели (ММ) системы «носитель РЛС (или РГС) - крылатая ракета - РЛС (или РГС) - комплексный индикатор» со случайной скачкообразной структурой (ССС), включающей уточненные на основе цифровой карты местности (ЦКМ) линейные альтернативные модели эволюции траекторных параметров движения ракеты (динамики фазовых координат относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС)), включающих радиальные дальность до КР, скорость сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), постоянную и флуктуационную составляющие этой скорости, флуктуационную составляющую ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС), линейные альтернативные модели измерений этих параметров в РЛС (или РГС), уточненную на основе ЦКМ комплексную марковскую модель смены варианта тактической ситуации (смены состояния структуры), включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета (интенсивности маневра) ракеты и вариант помеховой обстановки, комплексную марковскую модель индикатора варианта тактической ситуации, альтернативные модели неуправляемых случайных возмущений и помех, при начальных условиях, осуществляются совместные (одновременные) оценивание (фильтрация) траекторных параметров движения ракеты (фазовых координат относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС)) и распознавание варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета ракеты и вариант помеховой обстановки на основе метода ДПА неизвестных условных плотностей вероятности фазовых координат при фиксированной структуре системы, с помощью нескольких каналов фильтрации, различающихся положенной в их основу гипотезой о варианте тактической ситуации, при этом в каждом канале фильтрации на основе априорных данных о смене варианта тактической ситуации, представленных начальными и переходными вероятностями цепи Маркова, прогнозируются вероятности реализации каждого варианта тактической ситуации на один шаг дискретности вперед, с учетом найденных вероятностей на основе априорных данных о смене варианта тактической ситуации и альтернативных моделей эволюции траекторных параметров движения ракеты прогнозируются условные математические ожидания (МО) фазовых координат на один шаг дискретности вперед при фиксированном варианте тактической ситуации, с учетом найденных вероятностей и МО на основе априорных данных о смене варианта тактической ситуации и альтернативных моделей эволюции траекторных параметров движения ракеты прогнозируются условные ковариационные матрицы (КМ) ошибок оценивания фазовых координат на один шаг дискретности вперед при фиксированном варианте тактической ситуации, по степени согласованности спрогнозированных вероятностей, МО траекторных параметров движения ракеты и КМ ошибок их оценивания с результатами измерений и комплексными показаниями индикаторов оцениваются апостериорные вероятности реализации каждого варианта тактической ситуации, для каждой альтернативной модели динамики фазовых координат, отличающейся гипотезой о варианте траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности и варианте характера полета, и альтернативной модели измерений траекторных параметров, отличающейся гипотезой о варианте помеховой обстановки, на основе спрогнозированных МО и КМ ошибок прогноза с учетом результатов измерения находятся условные апостериорные МО траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации, для каждой альтернативной модели динамики фазовых координат, отличающейся гипотезой о варианте траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности и варианте характера полета, и альтернативной модели измерений траекторных параметров, отличающейся гипотезой о варианте помеховой обстановки, на основе спрогнозированных МО и КМ ошибок прогноза с учетом результатов измерения находятся условные апостериорные КМ ошибок фильтрации траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации, из возможных вариантов тактической ситуации распознается (идентифицируется) тот, для которого найденная апостериорная вероятность окажется максимальна, безусловная по отношению к вариантам тактической ситуации оценка траекторных параметров движения ракеты вычисляется на основе апостериорных вероятностей реализации каждого варианта тактической ситуации и условных апостериорных оценок фазовых координат как безусловное МО, с учетом найденных апостериорных вероятностей реализации каждого варианта тактической ситуации, условных МО фазовых координат, условных КМ ошибок их оценивания и безусловных оценок фазовых координат находится безусловная по отношению к вариантам тактической ситуации КМ ошибок оценивания траекторных параметров движения ракеты.
RU2021107595A 2021-03-22 2021-03-22 Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях RU2760951C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021107595A RU2760951C1 (ru) 2021-03-22 2021-03-22 Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021107595A RU2760951C1 (ru) 2021-03-22 2021-03-22 Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2760951C1 true RU2760951C1 (ru) 2021-12-01

Family

ID=79174111

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021107595A RU2760951C1 (ru) 2021-03-22 2021-03-22 Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2760951C1 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114785438A (zh) * 2022-04-18 2022-07-22 中国人民解放军陆军工程大学 战术通信环境下车对车信道模型构建方法及系统实现方案
RU2783734C1 (ru) * 2022-02-15 2022-11-16 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 формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на заданный тип самолёта с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары при воздействии уводящих по скорости помех
CN117268395A (zh) * 2023-09-20 2023-12-22 北京自动化控制设备研究所 一种无人机地图匹配位置跳变抑制方法
CN117951922A (zh) * 2024-03-26 2024-04-30 西安现代控制技术研究所 一种远程制导火箭在线气动系数辨识方法

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6465476A (en) * 1987-09-07 1989-03-10 Mitsubishi Electric Corp Tracking filter
WO2003003044A1 (en) * 2001-06-28 2003-01-09 Saab Ab Method for target-tracking of objects
RU2468385C2 (ru) * 2010-12-13 2012-11-27 Федеральное государственное научное учреждение "Государственный научно-технологический центр "Наука" (ФГНУ "ГНТЦ "Наука") Способ сопровождения воздушной цели класса "вертолет"
KR101372390B1 (ko) * 2013-03-29 2014-03-19 한양대학교 에리카산학협력단 마코브 체인 방식의 다중스캔 추적 기법을 이용한 표적 추적방법 및 이를 이용한 표적 추적장치
RU2524208C1 (ru) * 2013-01-15 2014-07-27 Закрытое акционерное общество Научно-исследовательский центр "РЕЗОНАНС" (ЗАО НИЦ "РЕЗОНАНС") Способ радиолокационного обнаружения маневра баллистической цели на пассивном участке траектории
RU2610831C1 (ru) * 2016-04-19 2017-02-16 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Способ оценки параметров траектории объекта
CN107402381A (zh) * 2017-07-11 2017-11-28 西北工业大学 一种迭代自适应的多机动目标跟踪方法
RU2713212C1 (ru) * 2019-08-02 2020-02-04 Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП «ГосНИИАС») Способ распознавания варианта наведения подвижного объекта на один из летательных аппаратов группы
RU2713635C1 (ru) * 2019-05-27 2020-02-05 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" (ФГУП "ГосНИИАС") Способ сопровождения в радиолокационной станции воздушной цели из класса "самолёт с турбореактивным двигателем" при воздействии уводящих по дальности и скорости помех
CN111650577A (zh) * 2020-06-12 2020-09-11 电子科技大学 极坐标系下含多普勒量测的机动目标跟踪方法

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6465476A (en) * 1987-09-07 1989-03-10 Mitsubishi Electric Corp Tracking filter
WO2003003044A1 (en) * 2001-06-28 2003-01-09 Saab Ab Method for target-tracking of objects
RU2468385C2 (ru) * 2010-12-13 2012-11-27 Федеральное государственное научное учреждение "Государственный научно-технологический центр "Наука" (ФГНУ "ГНТЦ "Наука") Способ сопровождения воздушной цели класса "вертолет"
RU2524208C1 (ru) * 2013-01-15 2014-07-27 Закрытое акционерное общество Научно-исследовательский центр "РЕЗОНАНС" (ЗАО НИЦ "РЕЗОНАНС") Способ радиолокационного обнаружения маневра баллистической цели на пассивном участке траектории
KR101372390B1 (ko) * 2013-03-29 2014-03-19 한양대학교 에리카산학협력단 마코브 체인 방식의 다중스캔 추적 기법을 이용한 표적 추적방법 및 이를 이용한 표적 추적장치
RU2610831C1 (ru) * 2016-04-19 2017-02-16 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Способ оценки параметров траектории объекта
CN107402381A (zh) * 2017-07-11 2017-11-28 西北工业大学 一种迭代自适应的多机动目标跟踪方法
RU2713635C1 (ru) * 2019-05-27 2020-02-05 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" (ФГУП "ГосНИИАС") Способ сопровождения в радиолокационной станции воздушной цели из класса "самолёт с турбореактивным двигателем" при воздействии уводящих по дальности и скорости помех
RU2713212C1 (ru) * 2019-08-02 2020-02-04 Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП «ГосНИИАС») Способ распознавания варианта наведения подвижного объекта на один из летательных аппаратов группы
CN111650577A (zh) * 2020-06-12 2020-09-11 电子科技大学 极坐标系下含多普勒量测的机动目标跟踪方法

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2783734C1 (ru) * 2022-02-15 2022-11-16 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 формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на заданный тип самолёта с турбореактивным двигателем из состава их разнотипной пары при воздействии уводящих по скорости помех
RU2791283C1 (ru) * 2022-02-28 2023-03-07 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" (ФГУП "ГосНИИАС") Способ определения направления на объект и предполагаемого промаха на борту беспилотного летательного аппарата
CN114785438A (zh) * 2022-04-18 2022-07-22 中国人民解放军陆军工程大学 战术通信环境下车对车信道模型构建方法及系统实现方案
CN114785438B (zh) * 2022-04-18 2023-08-22 中国人民解放军陆军工程大学 战术通信环境下车对车信道模型构建方法及系统实现方案
RU2794733C1 (ru) * 2022-09-14 2023-04-24 Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" (ФАУ "ГосНИИАС") Способ комплексирования информации при определении направления беспилотного летательного аппарата на воздушный объект и величины предполагаемого промаха
CN117268395A (zh) * 2023-09-20 2023-12-22 北京自动化控制设备研究所 一种无人机地图匹配位置跳变抑制方法
CN117268395B (zh) * 2023-09-20 2024-05-03 北京自动化控制设备研究所 一种无人机地图匹配位置跳变抑制方法
CN117951922A (zh) * 2024-03-26 2024-04-30 西安现代控制技术研究所 一种远程制导火箭在线气动系数辨识方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2760951C1 (ru) Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях
EP1610152B1 (en) Tracking of a moving object for a self-defence system
US9606848B2 (en) Iterative Kalman filtering
US6714155B1 (en) Method of passively estimating an emitter's position and velocity using bearings-only without requiring observer acceleration
EP0978731B1 (en) Rocket trajectory estimating method, rocket future-position predicting method, rocket identifying method, and rocket situation detecting method
US7236121B2 (en) Pattern classifier and method for associating tracks from different sensors
US20140139374A1 (en) Kalman filtering with indirect noise measurements
US8305261B2 (en) Adaptive mainlobe clutter method for range-Doppler maps
EP1471365A1 (en) A method for determining the optimum observer heading change in bearings -only passive emitter tracking
IL199062A (en) Method of estimating the elevation of a ballistic projectile
US8294609B2 (en) System and method for reduction of point of origin errors
RU2408031C2 (ru) Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели
US11199379B1 (en) EOIR and RF sensors fusion and tracking using a dual EKFs system
RU2713212C1 (ru) Способ распознавания варианта наведения подвижного объекта на один из летательных аппаратов группы
Turan et al. Particle filter studies on terrain referenced navigation
KR101426290B1 (ko) 레이더 시스템 및 이를 이용한 표적 추적 방법
RU2726869C1 (ru) Способ распознавания функционального назначения летательных аппаратов пары по принципу "ведущий-ведомый"
RU2615783C1 (ru) Обнаружитель маневра баллистической ракеты по фиксированной выборке квадратов дальности
KR20220113205A (ko) 고기동 표적의 동특성 추정 및 다중경로 억제를 통한 정밀 궤적예측 방법 및 장치
CN113238218A (zh) 基于phd滤波的临近空间高超声速目标跟踪方法
RU2765145C1 (ru) Способ комплексирования информации радиолокационной станции и радиолокационных головок самонаведения ракет, пущенных носителем по воздушной цели при воздействии уводящих по дальности и скорости помех
RU2726273C1 (ru) Способ формирования параметров рассогласования в радиоэлектронной системе управления ракетой класса "воздух-воздух" при её самонаведении на вертолёт при различном характере его полёта
RU2406098C1 (ru) Способ определения наклонной дальности до движущейся цели по минимальному числу пеленгов
RU2776868C1 (ru) Способ идентификации измерений пеленгов источников излучения в многоцелевой обстановке в однопозиционной пассивной радиолокационной станции
RU2784492C1 (ru) Способ доставки полезной нагрузки на воздушный объект