Супровід маневруючих цілей. Автоматичний супровід цілей

Радіолокатор виявлення (РЛО) кругового огляду призначений для вирішення завдань пошуку, виявлення та супроводу повітряних цілей, визначення їх державної належності. У РЛО реалізовані різні процедури огляду, що істотно підвищують завадостійкість, ймовірність виявлення малопомітних і високошвидкісних цілей, якість супроводу цілей, що маневрують. Розробник РЛО – НДІ приладобудування.

Пункт бойового управління (ПБО) ЗРС у складі угруповання здійснює за координатною інформацією РЛО зав'язку та супровід трас виявлених цілей, розкриття задуму удару повітряного супротивника, розподіл цілей між ЗРС у складі угруповання, видачу цілевказівок ЗРС, взаємодію між ЗРС, що ведуть бойові дії, а також взаємодія з іншими силами та засобами ППО. Високий ступінь автоматизації процесів дозволяє бойовому розрахунку зосередитись на вирішенні оперативних та оперативно-тактичних завдань, найбільш повно використовуючи переваги людино-машинних систем. ПБО забезпечує бойову роботу від вищих командних пунктів та у взаємодії з ПБО засобів управління сусідніх угруповань.

Основні компоненти ЗРС С-ЗООПМУ, С-ЗООПМУ1:

Багатофункціональний радіолокатор підсвічування цілей та наведення ракет(РПН) здійснює прийом та відпрацювання цільовказівок від засобів управління 83М6Е та автономних джерел інформації, що надаються, виявлення, в т.ч. в автономному режимі, захоплення та автосупровід цілей, визначення їх державної приналежності, захоплення, супровід та наведення ракет, підсвічування обстрілюваних цілей для забезпечення роботи напівактивних головок самонаведення ракет, що наводяться.

РПН виконує також функції командного пункту ЗРС: - за інформацією ПБУ 83М6Е управляє засобами ЗРС;

кругового огляду підвищує пошукові можливості ЗРС при самостійному веденні бойових дій, а також забезпечує виявлення та супровід цілей у секторах, з якихось причин недоступних РЛО та РПН. В якості автономного засобу, що надається, можуть використовуватися РЛС 36Д6 і низьковисотний виявник 5Н66М.

Автономний засіб виявлення та цілевказівки, що надається.

Пускові установкиПУ (до 12) призначені для зберігання, транспортування, передстартової підготовки та пуску ракет. ПУ розміщуються на самохідному шасі чи автопоїзді. На кожній ПУ – до 4 ракет у транспортно-пускових контейнерах. Забезпечується тривале (до 10 років) зберігання ракет без будь-яких заходів технічного обслуговування із розкриттям контейнерів. Розробники ПУ – КБ спеціального машинобудування, КБ Нижегородського МОЗ.

Пускові установки

Ракети- одноступінчасті, твердопаливні, з вертикальним стартом, оснащені бортовим напівактивним радіопеленгатором. Головний розробник ракети – МКБ "Смолоскип".

Засоби управління 83М6Е забезпечують: - Виявлення літаків, крилатих ракет у всьому діапазоні їх практичного застосування та балістичних ракет з дальністю пуску до 1000 км;

- трасовий супровід до 100 цілей;

- Управління до 6 ЗРС;

- максимальну дальність виявлення – 300 км.

ЗРС С-ЗООПМУ1 є глибокої модернізацією С-ЗООПМУ і фактично перехідною ланкою до систем третього покоління.С-ЗООПМУ1 забезпечує: - ураження цілей на дальностях від 5 до 150 км, в діапазоні висот від 0,01 до 27 км, швидкості цілей, що вражаються, до 2800 м/сек;

- ураження нестратегічних балістичних ракет із дальністю пуску до 1000 км на дальностях до 40 км при отриманні цілевказівки від засобів управління 83М6Е;

- Одночасний обстріл до 6 цілей з наведенням до 2 ракет на кожну мету; у базовий тип ракет - 48Н6Е;

- Темп стрільби 3-5 сек. Навчально-тренувальний комплекс "АЛТЕК-300" входить до складу додаткових засобів зенітних ракетних систем С-300ПМУ1, С-300ПМУ2 та засобів управління 83М6Е, 83М6Е2 та призначається для навчання та тренування бойових розрахунків без витрачання ресурсу бойових засобів. "АЛТЕК-300" реалізований на базі локальної обчислювальної мережі з персональних електронно-обчислювальних машин (ПЕОМ) загального застосування, що працюють під операційною системою Microsoft Windows XP з використанням СУБД Microsoft SQL Server та емулюють за допомогою спеціалізованого програмного забезпечення робочі місця ЗРС та СУ з їх органами відображення/управління. Спеціалізоване програмне забезпечення комплексу "АЛТЕК-300" включає: - базові моделі засобів зенітної ракетної системи та базові моделі засобів управління, що відображають властивості та алгоритми функціонування засобів у різних умовах; - базові моделі засобів повітряного нападу, що відбивають їх бойові властивості; - базову модель району можливих бойових дій, що відбиває його фізико-географічні особливості; - програми підготовки вихідних даних щодо тренувань бойових розрахунків; - базу даних, призначену для зберігання варіантів вихідних даних для проведення та документування тренувань; - Мультимедійний підручник. ТЕХНІЧНА ПІДТРИМКА Протягом життєвого циклу навчально-тренувального комплексу передбачається його супровід та доопрацювання (за бажанням замовника), у тому числі: - Розширення складу базових моделей засобів повітряного нападу, що відображають їх бойові властивості; - · Доопрацювання базових моделей засобів зенітної ракетної системи та базових моделей засобів управління, що відображають властивості та алгоритми функціонування модернізованих засобів у різних умовах; - Інсталяція базової моделі району можливих бойових дій, що відображає його фізико-географічні особливості з використанням цифрової карти заданого району оборони; У частині модернізації устаткування навчально-тренувального комплексу передбачається: - розгортання мобільного варіанта комплексу з урахуванням портативних ПЕОМ. ОСНОВНІ ПЕРЕВАГИ За рахунок використання для тренування та навчання бойових розрахунків спеціалізованого програмного забезпечення та за рахунок застосування в комплексі "АЛТЕК-300" персональних електронно-обчислювальних машин загального застосування замість реальної апаратури ЗРС та СУ забезпечуються: - скорочення витрат на навчання бойових розрахунків більш ніж у 420 раз порівняно з витратами під час використання реальної апаратури для підготовки бойових розрахунків; - економія ресурсу основних засобів ЗРС та СУ при підготовці бойових розрахунків – до 80%; - скорочення часу виконання наступних операцій проти штатним: - формування тактичної обстановки для тренування - в 10-15 раз;

- оцінки результатів навчального тренування бойових розрахунків – у 5-8 разів;

- вивчення теоретичного матеріалу до заданого рівня порівняно з традиційним способом підготовки – у 2-4 рази; - підготовки осіб бойових розрахунків до виконання нормативів з бойової роботи на заданому рівні – у 1,7-2 рази. При цьому число тактичних ситуаційних завдань, що виконуються за одиницю часу з використанням навчально-тренувального комплексу в 8-10 разів більше, ніж при роботі на реальній апаратурі при можливості імітації такої тактичної обстановки, яку неможливо створити на існуючих тренажних системах реальної техніки. Маневр цілі в горизонтальній площині зводиться до зміни курсу та швидкості польоту. Вплив маневру повітряної мети першому і другому етапах наведення винищувача методом " Маневр " проявляється по-різному. Припустимо, що наведення здійснюється на першому етапі, коли повітряна ціль та винищувач знаходилися відповідно у точках У і .

А

(рис. 7.9.), а зустріч їх була можлива у точці

З - підготовки осіб бойових розрахунків до виконання нормативів з бойової роботи на заданому рівні – у 1,7-2 рази. При цьому число тактичних ситуаційних завдань, що виконуються за одиницю часу з використанням навчально-тренувального комплексу в 8-10 разів більше, ніж при роботі на реальній апаратурі при можливості імітації такої тактичної обстановки, яку неможливо створити на існуючих тренажних системах реальної техніки. Мал. 7.9. Вплив маневру мети у горизонтальній площині на траєкторію польоту винищувача Якщо повітряна ціль у точці робила маневр курсом і за час t відвернула на кут w ц t , то для проходження винищувача щодо дотичної до дуги розвороту другого етапу наведення його курс за той самий час має змінитися на кут w і t . Після закінчення повітряною метою маневру зустріч з нею стане можливою у точці

З , а довжина шляху повітряної мети до крапки зміниться на від винищувача, порівняно з яким інтервалом I та попередженою дистанцією розвороту Дупр можна знехтувати, то в цілому властивості методу "Маневр" близькі до властивостей методу "Паралельне зближення".

До пізнішої зустрічі винищувача з метою (DSц > 0) наводить відворот її від винищувача (DΘ та > 0) , А доворот у бік винищувача призводить до більш ранньої зустрічі. Тому мірою протидії маневру мети курсом, як і за наведенні методом " Паралельне зближення " , може бути одночасне наведення її у груп винищувачів з різних сторін.

З зменшенням дальності до ВЦ відмінність властивостей методу " Маневр " від властивостей методу " Паралельне зближення " проявляється дедалі більше. За час відвороту ВЦ винищувачу необхідно розвертатися на всі великі кути, тобто його кутова швидкість wі зростає.

Зміна величини w і при польоті винищувача на зустрічних курсах з повітряною метою (УР = 180 °) характеризує графік залежності відношення кутових швидкостей w та / w ц від дальності, вираженої у частках випередженої дистанції розвороту Д/Дупр.

Як видно з графіка, на великих дальностях (Д/Дупр = 5÷ 10) ставлення w та / w ц трохи відрізняється від одиниці, тобто кутова швидкість винищувача трохи відрізняється від кутової швидкості маневруючої мети. Зі зменшенням дальності, приблизно до трьох Супр , величина wі інтенсивно зростає, а при підході винищувача до точки початку розвороту (Д / Дупр = 1) w і зростає до безкінечності.

Таким чином, при наведенні методом "Маневр" на ВЦ, що маневрує, вивести винищувач у точку початку розвороту з розрахунковим радіусом практично неможливо.

Мал. 7.10. Залежність відношення кутових швидкостей w та / w ц при маневрі мети

на першому етапі наведення по відношенню Д/Дупр

У процесі наведення першому етапі повітряна мета може маневрувати неодноразово. Так, наприклад, повітряна ціль у точці В 1 може довернути на винищувач, внаслідок чого у точці А1 його необхідно відвернути від колишнього курсу та змінити напрямок передбаченого раніше розвороту. В результаті траєкторія винищувача на першому етапі наведення з прямої перетворюється на складну лінію, що складається з дуг розворотів зі змінним радіусом і відрізків прямої між ними. Усе це ускладнює виконання польоту повітряний бій.

Вплив маневру повітряної мети на другому етапі наведення винищувача методом "Маневр" розглянемо малюнком 7.11.:

Мал. 7.11. Вплив маневру повітряної мети у горизонтальній площині

на другому етапі наведення методом "Маневр" на траєкторію польоту винищувача

Припустимо, що в деякий момент другого етапу наведення винищувач та повітряна ціль знаходяться відповідно у точках Припустимо, що наведення здійснюється на першому етапі, коли повітряна ціль та винищувач знаходилися відповідно у точках і - підготовки осіб бойових розрахунків до виконання нормативів з бойової роботи на заданому рівні – у 1,7-2 рази. При цьому число тактичних ситуаційних завдань, що виконуються за одиницю часу з використанням навчально-тренувального комплексу в 8-10 разів більше, ніж при роботі на реальній апаратурі при можливості імітації такої тактичної обстановки, яку неможливо створити на існуючих тренажних системах реальної техніки. і для зустрічі з метою у точці З винищувач виконує розворот із радіусом Ro та кутовою швидкістю w і = Vі/Rо .

Якщо протягом деякого проміжку часу Dt повітряна мета змінить напрямок польоту на кут w ц × Dt , То зустріч з нею стане можлива в точці , то для проходження винищувача щодо дотичної до дуги розвороту другого етапу наведення його курс за той самий час має змінитися на кут . Для виходу в цю точку з точки Припустимо, що наведення здійснюється на першому етапі, коли повітряна ціль та винищувач знаходилися відповідно у точках винищувачу потрібно було б виконати розворот з іншим радіусом R . Але попередньо за час Dt він мав би додатково довернути на кут w і Д × Dt .

Таким чином, маневр повітряної мети на другому етапі наведення призводить до виникнення додаткової кутової швидкості розвороту винищувача. w і Д . Чим менший кут розвороту, що залишився УР винищувача, тим більша величина w і Д , а з наближенням винищувача до точки закінчення розвороту w і Д зростає до безкінечності.

Таким чином, вивести винищувач у задане положення щодо маневруючої повітряної мети на другому етапі наведення методом "Маневр" практично неможливо.

У зв'язку з цим у разі маневрування повітряної мети на другому етапі, як правило, переходять на наведення винищувача методом "Погоня".

В результаті первинної обробки радіолокаційної інформації на вхід алгоритму автосупроводу надходять два потоки позначок цілей:

"істинних цілей", що групуються поблизу дійсного становища цілей;

"неправдивих цілей"", одна частина з яких, прив'язана до областей перешкод та відбиття від місцевих предметів, а інша - рівномірно розподілена по всій зоні огляду станції.

Якщо прийнято рішення про те, що деяка множина відміток, отриманих кожна у своєму огляді РЛС, відноситься до однієї і тієї ж траєкторії, то наступним завданням є оцінка параметрів цієї траєкторії, яка полягає у розрахунку розглянутих у п. 2.2 параметрів Х 0 ,У 0 ,Н 0 ,V x ,V y ,V H ,a x ,a yі a H. За наявності двох позначок про мету як початкові координати Х 0 ,У 0 і Н 0 приймаються координати останньої позначки, що становлять швидкості V x , V yі V Hрозраховуються так само, як і при автозахопленні траєкторії.

При відмінності більшої кількості позначок є можливість початку складнішої моделі руху мети і згладжування параметрів траєкторії. Згладжування проводиться у тому, щоб зменшити вплив помилок виміру координат мети РЛС на точність супроводу. Найчастіше в АСУ зустрічаються лінійна модель руху мети та послідовне згладжування параметрів траєкторії.

Сутність методу послідовного згладжування полягає в тому, що згладжені значення параметрів траєкторії в черговому k-м о6зорі визначаються за згладженим значенням, отриманим ( k-1)-м огляді, та результатам останнього k-го спостереження. Незалежно від кількості проведених спостережень у черговому циклі обчислень використовуються лише попередня оцінка та результат нового спостереження. При цьому вимоги до ємності пристроїв та швидкодії апаратури значно зменшуються.

Остаточні вирази для згладжування координати та швидкості в k-му огляді РЛС мають такий вигляд:

Ів цих формул видно, що згладжене значення координата дорівнює сумі екстраполованої на момент kспостереження згладженої координати U* КЕ та взятого з коефіцієнтом kвідхилення екстрапольованої координати від результату виміру.

Згладжене значення швидкості в k-м огляді V * U K є сума згладженої швидкості V * U K-1 в ( k-1)-м огляді та взятого з коефіцієнтом kзбільшення швидкості, яке пропорційно відхилення.

U=U K - UКЕ.

Н

Мал. 2.5. Згладжує параметри траєкторії мети.

а рис.2.5 показаний ділянку траєкторії мети, справжні положення цілі в моменти локації та результати вимірів. Відрізки прямих ліній зображують траєкторію руху, розраховану ЕОМ АСУ, коли згладжування координат немає (складові швидкості у кожному огляді визначаються за результатами двох останніх спостережень). Ціль рухається в напрямку вектора швидкості. У момент знімання координат проводиться перерахунок складових швидкості, поточні координати та напрямок переміщення мети змінюються стрибкоподібно.

Пунктирна лінія на рис.2.5 означає згладжену траєкторію мети, розраховану в ЕОМ АСУ k-му огляді. Зважаючи на те, що коефіцієнти згладжених координат kі kлежать у межах 0...1, згладжена початкова координата знаходиться в інтервалі U* КЕ … UДо, а згладжена швидкість - V * U K-1 … V * U K.

Доведено, що при прямолінійному рівномірному русі цілі помилки супроводу будуть мінімальними, якщо коефіцієнти  kі kрозраховуються за формулами:

(2.9)

На рис.2.6 показано залежність  kі kвід номера огляду k. З графіків малюнка видно, що коефіцієнти асимптотично наближаються до нуля. У межі при k цим досягається повне усунення помилок супроводу мети. Насправді ж завжди мають місце відхилення траєкторії мети від прямолінійної.

Тому значення коефіцієнтів  kі kзменшуються лише певних меж.

Якісно вплив згладжування на точність супроводу мети можна оцінити з допомогою рис.2.7. На ділянці прямолінійного руху помилка згладжених координат мети менша за не згладжені: відрізки пунктирних ліній розташовані ближче до істинної траєкторії мети, ніж відрізки суцільних ліній. На ділянці маневру за рахунок невідповідності істинного характеру руху гіпотетичному цілі виникають динамічні помилки супроводу. Тепер відрізки суцільних ліній більш точно визначають фактичне положення мети в порівнянні з відрізками пунктирних ліній.

В АСУ ППО при супроводі неманевруючих цілей вибір коефіцієнтів  kі kвиробляється різними способами: вони можуть бути або перераховуватися від початкових до деяких кінцевих значень, або залишатися незмінними протягом усього періоду супроводу. В останньому випадку оптимальне послідовне згладжування перетворюється на так зване експоненційне згладжування. Виявлення маневру мети може здійснюватися візуально або автоматично оператором. В обох випадках ціль вважається маневруючим, якщо виміряна координата мети відрізняється від екстраполованої на величину, що перевищує припустимі помилки вимірювання координат.

З

Мал. 2.6. Залежність коефіцієнтів згладжування від До.

ня параметрів траєкторії дозволяє обчислити поточне положення мети на будь-який момент часу t:

Мал. 2.7. Вплив згладжування параметрів траєкторії на точність супроводу цілі

Зазвичай обчислення поточних (екстраполованих на даний момент часу) координат мети приурочується до моментів видачі інформації на індикатори, канали зв'язку, зони пам'яті інших алгоритмів та ін. Обчислення прогнозованих значень координат цілей проводиться за формулами:

(2.10)

де на траєкторію польоту винищувача y- час попередження, що відраховується від поточного моменту на траєкторію польоту винищувача.

Зазвичай на траєкторію польоту винищувача yпри оцінці повітряної обстановки задається командирами, а під час вирішення інших завдань обробки даних зчитується з постійної пам'яті ЕОМ АСУ.

Завершальним етапом супроводу цілей є розв'язання задачі співвіднесення відміток, що знову з'являються, з наявними траєкторіями. Це завдання вирішується методом математичного стробування областей повітряного простору. Сутність його полягає у машинній перевірці виконання рівностей, з допомогою яких встановлюється належність позначки досліджуваної області. При цьому найчастіше використовуються прямокутні чи кругові строби. Їхні параметри показані на рис.2.8.

Нехай ХЕ, УЕ - екстраполовані координати мети на деякий момент часу на траєкторію польоту винищувача. Для з'ясування того, яка з позначок, що надійшли в черговому огляді, належить до цієї траєкторії, необхідно перевірити умови:

п

Мал. 2.8. Параметри стробів

при використанні прямокутних стробів -

|X 1 -XЕ |  XСтор; | Y 1 -YЕ |  YСтор; (2.11)

при використанні кругового строба -

(X i – XЕ) 2 + ( Y i – YЕ) 2  Rстор, (2.12)

де ХСтор, Yстор - розміри прямокутного строба;

Rстор - розмір кругового строба.

В результаті перебору різних пар «траєкторія-позначка» в кожному огляді встановлюється, які позначки продовжують наявні, а які ініціюють нові траси.

З опису алгоритмів супроводу траєкторій цілей видно, що обробка інформації про повітряну обстановку є дуже трудомістким процесом, що вимагає великих витрат оперативної пам'яті та швидкодії ЕОМ АСУ.

Маневр супроводжуваної мети, що перевищує за тривалістю період оновлення інформації на вході УВО, проявляється у появі систематичної складової динамічних помилках фільтрації.

Розглянемо як приклад процес побудови траєкторії мети, яка до точки Б(Рис.12.15) рухалася рівномірно і прямолінійно, а потім почала маневр з великою (1), середньою (2) або малою (3) перевантаженням (штрих-пунктирні лінії). На основі оцінки параметрів прямолінійної ділянки траєкторії за результатами фільтрації n вимірювань (на малюнку зазначено кружком) проводиться обчислення поточних координат мети (пунктирна лінія) та екстраполованих координат на ( n+1)-ий огляд (трикутник).

А

Б

Як видно з малюнка, після початку маневру поточні координати мети, що видаються споживачам, будуть містити динамічну помилку, величина якої тим більше, чим більше навантаження мети на маневрі і період огляду простору.

Для автоматичного супроводу мети в цих умовах необхідно, по-перше, виявити (виявити) маневр і, по-друге, відмовившись від гіпотези про прямолінійний та рівномірний рух мети, визначити параметри маневру і на цій основі використовувати нову гіпотезу руху мети.

Відомий ряд способів виявлення маневру за результатами дискретних вимірювань координат мети:

1. Підставою припинення фільтрації з гіпотезі прямолінійного рівномірного руху може бути перевищення модуля нев'язки деякої постійної величини. У цьому випадку необхідна умова продовження фільтрації після отримання n-ої позначки може бути представлено в наступному вигляді:

; (1)

де: Δ П, Δ Д- константи, що визначають допустиму величину нев'язки і залежать від періоду огляду РЛС та прийнятого значення навантаження мети на маневрі;

П n , Д n- Виміряні в n-му огляді значення пеленгу і дальності;

, - екстраполовані на момент n-го виміру значення пеленгу та дальності.

2. За більш високих вимог до якості виявлення маневру в горизонтальній площині в умовах супроводу траєкторій у прямокутній системі координат допустима величина нев'язки визначається на кожному огляді і завдання вирішується таким чином:

а) за результатами кожного виміру координат обчислюються модулі нев'язки екстраполованих та виміряних значень координат

;

;

б) розраховується дисперсія помилок дискретних вимірів

де σ Д, σ П- середньоквадратичні помилки дискретного виміру дальності та пеленгу;

в) розраховується дисперсія помилок екстраполяції

,

г) обчислюється дисперсія сумарної помилки вимірювання координат та екстраполяції

(5)

д) порівнюються величини dМаневр цілі в горизонтальній площині зводиться до зміни курсу та швидкості польоту. Вплив маневру повітряної мети першому і другому етапах наведення винищувача методом " Маневр " проявляється по-різному. , де - Коефіцієнт, що вибирається з міркувань забезпечення прийнятної ймовірності помилкового виявлення маневру.

Якщо при порівнянні виявляється, що d> , то приймається рішення "очікування маневру". Якщо нерівність виконується вдруге, то приймається рішення "маневр" і фільтрація параметрів траєкторії з гіпотези, що використовується, припиняється.

3. Знаходить застосування та інший підхід до вибору критерію виявлення маневру. У кожному огляді розраховується автокореляційна функція нев'язок полярних координат у попередньому та поточному оглядах

,

Якщо маневра немає, то Δ Д nта Δ П nнезалежні від огляду до огляду та автокореляційні функції нев'язок і малі або навіть дорівнюють нулю. Наявність маневру значно збільшує математичне очікування твору нев'язок. Рішення про початок маневру приймається за перевищення автокореляційних функцій деякого порогового рівня.

ДРУГЕ НАВЧАЛЬНЕ ПИТАННЯ: Супровід цілі на маневрі.

У найпростішому випадку при виявленні початку маневру після (n+1)-го опромінення мети по двох точках - оцінці координат у n-му огляді (незачорнений кружок) і виміряним координатам ( n+1)-ом огляді (зачорнений кружок) обчислюється вектор швидкості мети, який може бути використаний для обчислення поточних координат та екстраполованих координат на ( n+2)-ий огляд. Надалі для побудови траєкторії мети та обчислення екстраполованих координат використовуються координати мети, виміряні у поточному та попередньому оглядах. Фільтр, який працює за таким алгоритмом, називають двоточковим екстраполятором.

При використанні такого екстраполятора відхилення екстраполюваних координат від істинного положення мети ( L 1, L 2, L 3) при великому періоді огляду та великих перевантаженнях цілі на маневрі може виявитися досить значним; при цьому з великими помилками видаватимуться споживачам поточні координати мети. Великі помилки екстраполяції можуть призвести до того, що чергова позначка мети виявиться поза межами стробу автосупроводу. Оскільки в межах стробу, як правило, присутні помилкові позначки, то одна з них буде відібрана та використана для продовження траєкторії у хибному напрямку, а супровід справжньої мети буде зірвано.

При тривалому маневрі з постійним перевантаженням точність супроводу мети може бути підвищена шляхом визначення прямокутних складових прискорення мети, за першими трьома відмітками, отриманими на криволінійній ділянці траєкторії, і подальшої фільтрації прискорення. Це завдання вирішується за допомогою "α-β-γ"- фільтра, рекурентний алгоритм якого за оцінкою координат та швидкості їх зміни залишається таким же, як у "α-β"- фільтр, а оцінка прискорення мети, наприклад, за координатою Xпри надходженні позначки в n-ом огляді обчислюється за формулою