Супровід маневруючих цілей. Особливості наведення на маневруючі цілі

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 для того, 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 k-то спостереження 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 пропорційне відхиленню.

U=U K - UКЕ.

Н

Рис. 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 порівняно з відрізками пунктирних ліній.

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

З

Рис. 2.6. Залежність коефіцієнтів згладжування від До.

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

Рис. 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 t y- час попередження, що відраховується від поточного моменту t.

Зазвичай t 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 або кругові строби. Їхні параметри показані на рис.2.8.

Нехай ХЕ, УЕ - екстраполовані координати мети на деякий момент часу t. Для з'ясування того, яка з позначок, що надійшли в черговому огляді, належить до траєкторії, необхідно перевірити умови:

п

Рис. 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 різноманітних пар «траєкторія-позначка» у 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 мети 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 В і А (рис. 7.9.), а зустріч їх була можлива у точці З .

Рис. 7.9. Вплив маневру мети у горизонтальній площині

на траєкторію польоту винищувача

Якщо повітряна ціль у точці В робила маневр курсом і за час t відвернула на кут w ц t , то для слідування 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 із нею стане можливою у точці З , а довжина шляху повітряної мети до точки зміниться на DSц.

Якщо уявити, що разом із ВЦ рухається точка початку розвороту, розташована щодо неї на таких же інтервалі та дистанції, що і винищувач у момент початку розвороту, то стосовно цієї точки винищувач наводиться методом "Паралельне зближення". Якщо ВЦ знаходиться на великій дальності До 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) приводить 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 неї груп винищувачів з різних сторін.

Зі зменшенням дальності до ВЦ відмінність властивостей методу "Маневр" від властивостей методу "Паралельне зближення" проявляється все більшою мірою. За час відвороту ВЦ винищувачу необхідно розвертатися на 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 попередженої дистанції розвороту Д/Дупр.

Як видно з графіка, на великих дальностях (Д/Дупр = 5÷ 10) відношення w та / w ц трохи відрізняється від одиниці, тобто кутова швидкість винищувача незначно 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.

Рис. 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 попереднього 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.:

Рис. 7.11. Вплив маневру повітряної мети у горизонтальній площині

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

Припустимо, що в певний момент другого етапу наведення винищувач та повітряна ціль знаходяться відповідно у точках А і В 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 З . Для виходу в цю точку з точки А 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".

Вступ.

Глава 1. Аналіз фільтрів супроводу траєкторій повітряних цілей.

§1.1. Фільтр Калмана.

§1.2. Застосування фільтра Калмана для супроводження траєкторій ПЦ за даними оглядової РЛС.

§ 1.3. «Альфа – бета» та «Альфа – бета – гама» фільтри.

§ 1.4. Статистичне моделювання.

§1.5. Висновки.

Глава 2. Аналіз адаптивних методів супроводу траєкторій повітряних цілей, що маневрують, на основі виявників маневру.

§ 2.1. Вступ.

§ 2.2. Спільне виявлення та оцінювання маневру мети на основі оновлюючого процесу.

§ 2.3. Адаптивні алгоритми супроводу маневруючих

ВЦ із використанням виявників маневру.

§ 2.4. Висновки.

Розділ 3. Дослідження відомих багатомодельних алгоритмів.

§3.1. Вступ.

§3.2. Адаптивний підхід Байєса.

§3.3. Дослідження відомого ММА супроводу траєкторії ВЦ для оглядової РЛЗ.

§3.4. Висновки.

Глава 4. Розробка багатомодельного алгоритму супроводу траєкторій маневруючих повітряних цілей.

§4.1. Вступ.

§4.2. Оцінювання вектора стану руху ПЦ.

§4.2.1. Постановка задачі.

54.2.2. Загальний підхід до розв'язання задачі.

04.2.3. Лінійний алгоритм.

§4.3. Порівняння ММА з іншими алгоритмами.

§4.4. Висновки.

Рекомендований список дисертацій

• Вторинна обробка інформації в двопозиційній системі радіолокації в декартовій системі координат 2004 рік, кандидат технічних наук Сидоров, Віктор Геннадійович

• Фільтрування оцінок сферичних координат об'єктів у двопозиційній радіолокаційній системі 2004 рік, кандидат технічних наук Гребенюк, Олександр Сергійович

• Алгоритмічне забезпечення інформаційної підтримки оцінювання динамічної ситуації у багатосенсорних системах при автоматичному супроводі надводних об'єктів 2001 рік, доктор технічних наук Бескид, Павло Павлович

• Розробка методів контролю розташування повітряних суден державної авіації при управлінні повітряним рухом у позарасовому секторі повітряного простору 2009 рік, кандидат технічних наук Шанін, Олексій В'ячеславович

• Розробка та дослідження методу наведення на маневруючий об'єкт на основі стохастичного прогнозу його руху 2004 рік, кандидат технічних наук Чіонг Данг Кхоа

Введення дисертації (частина автореферату) на тему «Дослідження алгоритмів супроводу траєкторій повітряних цілей»

Актуальність теми дисертації

Одним із найважливіших завдань цивільної авіації є підвищення безпеки польотів, особливо на етапах зльоту та посадки. Для досягнення цієї мети, автоматизовані системи управління повітряним рухом (АС УВС) повинні мати необхідні показники якості, які визначальною мірою залежать від якості радіолокаційної інформації, що надходить. У системі УВС радіолокаційна інформація від трасових та аеродромних РЛС використовується для управління рухом повітряних цілей (ВЦ), попередження зіткнень та управління заходом на посадку. При керуванні рухом ПЦ необхідно обчислювати поточні координати кожної ПЦ для виключення небезпечних зближень ПЦ. Інакше льотчикам видаються команди з корекції траєкторій. У режимі запобігання зіткнень формується оцінка екстраполюваних координат, на основі яких визначаються зони небезпечного зближення. Тим більше, що останніми роками зростає і щільність повітряного руху. Зростання щільності повітряного руху призводить до збільшення кількості небезпечних зближень. Попередження небезпечних зближень ВЦ є частиною найважливішого завдання цивільної авіації забезпечення безпеки польотів. При управлінні рухом ВЦ на етапі заходу на посадку РЛС перевіряє правильність руху ВЦ за заданими траєкторіями.

Тому питання підвищення якості радіолокаційної інформації постійно привертають велику увагу. Відомо, що після первинної обробки радіолокаційної інформації процес вторинної обробки радіолокаційної інформації (ЗЛОДІ) зазвичай виконуються програмованими алгоритмами цифрової обробки на ЦВМ, і якість потоку інформації радіолокації сильно залежить від надійності і точності алгоритмів обробки. Це завдання тим більше актуальне, якщо враховуються маневрування ВЦ на етапах зльоту та посадки, пов'язані зі зміною ешелону, зміною курсу та виконанням типових схем заходу на посадку тощо.

Розглянемо розташування елементів повітряного простору району УВС та типову схему заходу на посадку. У цивільній авіації повітряний простір поділяється на повітряну трасу - встановлений повітряний простір над поверхнею землі у вигляді коридору з шириною (10 - 20) км, по якому виконуються регулярні польоти, район аеродрому - повітряний простір над аеродромом і прилеглою до нього місцевістю - Повітряний простір, в якому польоти авіації всіх відомств заборонені.

У районі аеродрому організуються повітряні коридори, зони зльоту та посадки та зони очікування. Повітряний коридор - частина повітряного простору, в якому ЗЦ знижуються і набирають висоту. Зона зльоту та посадки – повітряний простір від рівня аеродрому до висоти другого безпечного ешелону польоту. Розміри цієї зони визначаються льотно-технічними характеристиками ВЦ, що експлуатуються на даному аеродромі, можливостями радіотехнічних засобів навігації УВС та посадки, схемами заходу на посадку та специфічними особливостями району аеродрому. Як правило, межі зони зльоту та посадки віддалені від аеродрому на 25.30 км. Якщо пілот з якихось причин не посадив ВЦ з першого заходу, то ВЦ йде на друге коло, тобто рухається за спеціальним маршрутом у зоні кола (див. рис. В.1). Якщо ВЦ не дозволено рух за маршрутом заходу на посадку через тимчасову зайнятість або неготовність ЗПС (злітно-посадкова смуга), то ВЦ прямує до зони очікування, призначеної для очікування дозволу заходу на посадку в районі аеродрому. Ці зони розташовуються над аеродромом чи 50 - 100 км від цього (рис. У.1). Таким чином, у районі аеродрому частота маневрування ВЦ є великою. Це пояснюється тим, що в цьому районі існує велика щільність ВЦ, і для підтримання заданих маршрутів та дистанцій вони завжди маневрують із однієї зони до інших.

1-траси; 2 - коридори району аеродрому; 3 - зона кола; 4-зона зльоту та посадки;

5 – зони очікування.

Крім того, для підвищення безпеки ВЦ та пасажирів при приземленні в даний час широко застосовується схема заходу на посадку по «коробочці», при якому перед приземленням ВЦ повинні планувати (1-2) кола над аеродромом (рис. В.2). Ця схема складається з деяких ділянок прямолінійного руху та чотирьох розворотів на 90 град.

Рис. В 2. Схема заходу на посадку за «коробочкою».

З іншого боку, стан та розвиток обчислювальної техніки дозволяє застосувати складніші та ефективніші алгоритми обробки радіолокаційної інформації для підвищення точності оцінювання координат та швидкості ВЦ.

Таким чином, дослідження алгоритмів супроводу траєкторій ВЦ, що забезпечують підвищення якості радіолокаційної інформації, є актуальною проблемою.

При обробці інформації радіолокації особливо актуальним завданням є дослідження алгоритмів обробки на ділянках маневру ВЦ, які призводять до невідповідності між реальним рухом ВЦ і використовуваною моделлю руху в алгоритмі. Внаслідок цього точність результатів оцінювання погіршується, а отримана радіолокаційна інформація стає ненадійною. Відомі підходи до підвищення точності супроводу траєкторії ВЦ на ділянках маневру, в основному, базуються на вирішенні задачі виявлення початку та закінчення маневру та відповідній зміні параметрів фільтра супроводу. Це підходи призводять до схеми «альфа – бета» та «альфа – бета – гамма» фільтрів, або фільтра Калмана (ФК) у поєднанні з виявником маневру.

Відомо, що в теорії виявлення та оцінювання для вирішення апріорної невизначеності може також використовуватися адаптивний підхід Байєса. При фільтрації у просторі стану цей підхід у тому, що враховуються всі можливі варіанти моделей стану, з кожним варіантом обчислюється її апостериорная можливість. Застосування його до вирішення завдання супроводу траєкторій маневрують ВЦ було розвинене останніми роками. У цьому траєкторія ВЦ описується одночасно декількома моделями і передбачається, що процес переходу між моделями описується однозв'язним ланцюгом Маркова. У літературі запропоновано один варіант до створення такого алгоритму на основі гаусівської апроксимації для апріорної густини ймовірностей вектора стану. Його сутність полягає у поєднанні можливих гіпотез моделей, і отриманий алгоритм названий «багатомодельним алгоритмом» (ММА).

У дисертації проаналізовано вищезазначені підходи, показано їх переваги та недоліки, та розроблено новий ММА. На відміну від відомих ММА запропонований алгоритм створений на основі гаусівської апроксимації для апостеріорної щільності ймовірностей вектора стану ВЦ, згідно з цим отриманий алгоритм має переваги в порівнянні з відомими адаптивними алгоритмами. Результат статистичного моделювання показав, що досліджуваний алгоритм дозволяє підвищити точність оцінювання розташування ВЦ порівняно з адаптивним ФК і відомим ММА при супроводі траєкторії ВЦ, що маневрує. Результати дослідження показали, що витрати на обчислення першого спрощеного ФК зменшуються в порівнянні з другим спрощеним та розширеним ФК, одночасно його точність оцінювання як координат, так і швидкості ПЦ підвищується на (30-50)% порівняно з «альфа-бета» та « альфа – бета – гамма» фільтрами. Тому використання першого спрощеного ФК для супроводу траєкторії неманеврують ВЦ є кращим.

Мета та завдання роботи

Метою дисертаційної роботи є дослідження та аналіз алгоритмів супроводу траєкторій ВЦ, розробка нового ММА та порівняння отриманого ММА з відомими адаптивними алгоритмами. Відповідно до поставленої мети у дисертаційній роботі вирішено такі завдання:

Дослідження загальної теорії оцінювання у просторі стану, та її застосування до фільтрації траєкторій руху ВЦ.

Аналіз «альфа – бета» та «альфа – бета – гамма» фільтрів та метод вибору їх коефіцієнтів посилення на ділянках маневру та відсутності маневру.

Дослідження адаптивних ФК супроводу траєкторій маневрують ВЦ з виявником моменту початку маневру.

Оптимальне оцінювання у просторі стану з розширеним вектором стану, що включає крім вектора параметрів стану, ще невідомий параметр, що визначає всі можливі варіанти моделі стану.

Дослідження відомих ММА та розробка нового ММА супроводу маневруючих ВЦ на основі опису траєкторії руху ВЦ одночасно кількома моделями, що є станами однозв'язкового ланцюга Маркова.

Методи дослідження

Теоретичне дослідження та створення алгоритмів супроводу траєкторій ВЦ виконані на основі теорії фільтрації умовних процесів Маркова у дискретний час. Проаналізовано отримані алгоритми на основі статистичного моделювання. Наукова новизна роботи полягає в наступному розробці ММА при описі траєкторії ВЦ одночасно декількома моделями для однозв'язкового ланцюга Маркова.

Достовірність одержаних результатів роботи підтверджується результатами статистичного моделювання.

Практична значимість результатів роботи

Розроблено та досліджено алгоритм супроводу траєкторії маневруючої ВЦ, що покращує точність супроводу на ділянках маневру.

Апробація результатів роботи та публікації

Основні наукові результати роботи опубліковані у статтях журналів «Радіотехніка», «Електронний журнал Праці МАІ» та «Авіакосмічне приладобудування», та доповідалися на 5-ій міжнародній конференції «Цифрова обробка та її застосування» (Москва, 2003), на міжнародній конференції та виставці «Авіація та космонавтика 2003» (МАІ 2003). Обсяг та структура роботи

Дисертаційна робота складається із вступу, чотирьох розділів, висновків та списку літератури. Робота містить 106 сторінок тексту. Список літератури містить 93 найменувань. У першому розділі розглянуто та проаналізовано деякі існуючі методи супроводу траєкторій неманевруючих та слабоманевруючих ВЦ у задачі УВС. У другому розділі проведено аналіз відомих адаптивних алгоритмів супроводу маневруючих цілей, які засновані на використанні виявників маневру та корекції або параметрів або структури фільтра. У третьому розділі проаналізовано стан ММА в АС УВС. У четвертому розділі запропоновано загальний підхід до побудови багатомодельних алгоритмів для завдання УВС в описах можливих моделей руху ВЦ однозв'язним ланцюгом Маркова.

Схожі дисертаційні роботи за спеціальністю «Радіотехніка, у тому числі системи та пристрої телебачення», 05.12.04 шифр ВАК

• Методи та алгоритми обробки інформації в автономних системах радіобачення при маловисотних польотах літальних апаратів 2006 рік, доктор технічних наук Клочко, Володимир Костянтинович

• Методи підвищення точності вимірювання кутів у радіотехнічних системах з комбінованим керуванням променем антени 2011 рік, кандидат технічних наук Разін, Анатолій Анатолійович

• Синтез системи управління літальним апаратом для моніторингу та застосування засобів пожежогасіння 2012 рік, кандидат технічних наук Антипова, Анна Андріївна

• Алгоритми оцінювання координат та навігаційних параметрів повітряної мети у багатопозиційній РЛС на основі фільтра Калмана 2015, кандидат технічних наук Машаров, Костянтин Вікторович

• Інваріантні методи синтезу радіотехнічних систем у кінцевих базисах та їх застосування при розробці радіолокаційних систем супроводу 1999, доктор технічних наук Волчков, Валерій Павлович

Висновок дисертації на тему «Радіотехніка, у тому числі системи та пристрої телебачення», Нгуен Чонг Лиу

§4.4. Висновки

У цьому розділі було запропоновано загальний підхід побудови багатомодельних алгоритмів в описах можливих моделей руху ВЦ станами однозв'язкового ланцюга Маркова та отримані такі результати.

На основі загальної теорії фільтрації умовних процесів Маркова був створений алгоритм, в якому вектор параметрів, що фільтрується, включає не тільки параметри руху мети, а ще невідомий параметр, що визначає можливі моделі руху мети. Внаслідок цього отриманий алгоритм є субоптимальним, що обумовлюється гауссівською апроксимацією для апостеріорної щільності ймовірностей.

Що стосується супроводу траєкторії маневруючих ПЦ, отриманий алгоритм промодельований для випадку М=2. Результати показали, що на ділянках траєкторії маневру досліджуваний двовимірний алгоритм підвищує точність оцінювання місця (30 - 60)% порівняно з відомими алгоритмами. Однак підвищення якості фільтрації досягається збільшенням витрат на обчислення.

ВИСНОВОК

У дисертаційній роботі досліджено алгоритми супроводу траєкторій ВЦ за даними оглядової РЛЗ. Отримані результати дозволяють оцінити переваги та недоліки кожного алгоритму супроводу. У дисертації досліджено та розроблено алгоритми, що дозволяють уникати небезпечних зближень та підвищити точність оцінювання, як координат, так і швидкості ВЦ. Відомо, що вторинна обробка радіолокаційної інформації (ЗЛОДІ) зазвичай виконується за допомогою ЦВМ, або цифрової апаратури. В останні роки був бурхливий розвиток комп'ютерної технології, мікропроцесорів, елементної бази цифрової техніки, особливо НВІС, ПЛІС, та мов опису апаратури та системи, таких як УРЮЬ, АШЕЙ тощо. Намітилася тенденція впровадження НВІС для створення відкритих систем на основі міжнародних стандартів , у тому числі системи ЗЛОДІЇ. Це дозволяє досліджувати складніші алгоритми супроводу траєкторій ВЦ у реальному масштабі часу. У представленій роботі досліджено різні алгоритми супроводу неманевруючих та маневруючих ПЦ на основі статистичного моделювання. У дисертації отримано такі результати:

1. Досліджено «альфа-бета» та «альфа-бета-гама» фільтри, запропоновано варіант вибору їх коефіцієнтів посилення при супроводі траєкторії ВЦ. «Альфа – бета» та «альфа – бета – гамма» фільтри дозволяють зменшити витрати на обчислення та спростити процедуру супроводу траєкторій ВЦ, однак вони одночасно погіршують якість супроводу на (30 – 40)% залежно від дальності, швидкості та числа спостереження в порівнянні із звичайними фільтрами.

2. Досліджено проблему нелінійної фільтрації, коли оглядова РЛС вимірює полярні координати ВЦ, а вектор, що фільтрується, включає параметри руху в декартовій системі координат. Запропоновано спрощений фільтр Калмана, що перетворює координати вимірювання з полярної системи в декартову, та розширений фільтр Кальмана, що лінійно апроксимує рівняння вимірювання шляхом скорочення членів високих порядків ряду Тейлора. Аналіз показав, що другий спрощений і розширений фільтри Калмана дають однаковий результат за точністю оцінювання, як положення, так і швидкості, але за обчислювальними витратами другий спрощений фільтр Калмана економічніший.

3. Запропоновано адаптивні алгоритми на основі спільного виявлення та оцінювання маневру ВЦ. Завдання виявлення маневру належить до класу завдань виявлення корисних сигналів і натомість білих гауссовских шумів. У цьому випадку корисним сигналом, що виявляється, є математичне очікування оновлюючого процесу, яке відрізняється від нуля за наявності маневру. При розв'язанні задачі виявлення маневру використано метод відношення правдоподібності, а для оцінювання його інтенсивності вважатимемо прискорення невипадковим процесом, у результаті синтезу оцінювача необхідно скористатися критерієм максимальної правдоподібності. Для супроводу маневруючої ВЦ після виявлення маневру змінюються параметри або структури фільтрів.

4. Досліджено та розроблено адаптивний багатомодельний алгоритм, в якому враховуються всі можливі моделі, що відповідають траєкторії руху ВЦ. Таким чином, крім оцінювання вектора параметрів руху необхідно оцінювати апостеріорні ймовірності всіх моделей. Поточна оцінка координат ВЦ формується як вагова сума оцінок щодо всіх моделей за апостеріорними ймовірностями. Це дозволяє алгоритму супроводу зреагувати на маневр відразу після початку. p align="justify"> Для створення адаптивних багатомодельних алгоритмів невідомий параметр, що визначає одну з М можливих моделей руху ВЦ в кожній момент часу, описується однозв'язним ланцюгом Маркова. Внаслідок цього отриманий алгоритм створено з набору М2 паралельних фільтрів Калмана. Результати моделювання для випадку М = 2 показали, що на ділянках траєкторії маневру досліджуваний двовимірний алгоритм підвищує точність оцінювання розташування ВЦ (30 - 60)% в порівнянні з відомими алгоритмами. Однак підвищення якості фільтрації досягається збільшенням витрат на обчислення.

5. Розроблені програми експерименту на ЦВМ дозволяють оцінити переваги та недоліки алгоритмів, на основі яких визначається можливість впровадження їх у конкретних умовах.

Список літератури дисертаційного дослідження кандидат технічних наук Нгуен Чонг Лиу, 2004 рік

1. Фаріна А., Студер Ф. Цифрова обробка радіолокаційної інформації. Пров. з англ. -М: Радіо і зв'язок, 1993, 319 с.

2. Сейдж Е., Меле Дж. Теорія оцінювання та її застосування у зв'язку та управлінні. Пров. з англ. -М: Зв'язок, 1976,496 с.

3. Бакулев П. А., Степін В. М. Методи та влаштування селекції рухомих цілей. М: Радіо і зв'язок, 1986, 288 с.

4. Кузьмін С. 3. Цифрова радіолокація. Видавництво КВ1Ц, Київ 2000, 426 с.

5. Сосулін Ю.Г. Теоретичні основи радіолокації та радіонавігації. -М: Радіо і зв'язок, 1992,303 с.

6. Бакут П. А., Жуліна Ю. В., Іванчук Н. А. Виявлення об'єктів, що рухаються. М: Радянське радіо, 1980, 287 с.

7. Кузьмін С. 3. Цифрова обробка радіолокаційної інформації. М: Рад. радіо, 1967,399 с.

8. Кузьмін С. 3. Основи теорії цифрової обробки радіолокаційної інформації. М: Рад. радіо, 1974, 431 с.

9. Кузьмін С. 3. Основи проектування систем цифрової обробки радіолокаційної інформації. М: Радіо і зв'язок, 1986, 352 с.

10. Ю.Сосулін Ю.Г. Теорія виявлення та оцінювання стохастичних сигналів. М: Рад. Радіо, 1978,320 с.

11. П.Шірман Я. Д., Манжос В. Н. Теорія та техніка обробки радіолокаційної інформації на тлі перешкод. М: Радіо і зв'язок, 1981, 416 с.

12. Тихонов В. І. Статистична радіотехніка. М: Радіо і зв'язок, 1982, 624 с.

13. З.Тихонов В. І., Харісов В. Н. Статистичний аналіз та синтез радіотехнічних пристроїв та систем. М: Радіо і зв'язок, 1991, 608 с.

14. М.Бочкарьов А.М., Юр'єв А.М., Долгов М.М., Щербінін А.В. Цифрова обробка радіолокаційної інформації// Закордонна радіоелектроніка. №3, 1991, з. 3 22.

15. Пузирєв В. А., Гостюхіна М.А. Алгоритми оцінювання параметрів руху літальних апаратів// Зарубіжна радіоелектроніка, №4, 1981, з. 3-25.

16. Гриценко Н. С., Кириченко А. А., Коломейцева Т. А., Логінов В. П., Тихомирова І. Г. Оцінювання параметрів руху об'єктів, що маневрують // Зарубіжна радіоелектроніка, №4,1983, с. 3 30.

17. Детков А. Н. Оптимізація алгоритмів цифрової фільтрації траєкторної інформації при супроводі маневруючої мети// Радіотехніка, 1997 № 12, с. 29-33.

18. Жуков М. Н., Лавров А. А. Підвищення точності вимірювання параметрів мети з використанням інформації про маневр носія РЛС// Радіотехніка, 1995 № 11, с. 67 – 71.

19. Булычев Ю. Р., Бурлай І. У. Квазіоптимальне оцінювання параметрів траєкторій керованих об'єктів// Радіотехніка і електроніка, 1996, Т. 41, №3, з. 298-302.

20. Бібіка В. І., Утемов С. В. Фільтр супроводу маневруючих малопомітних цілей// Радіотехніка, 1994 № 3, с. 11-13.

21. Меркулов В. І., Дрогапін В. В., Вікулов О. В. Синтез радіолокаційного кутоміра для супроводження інтенсивно маневрують цілей// Радіотехніка, 1995 №11, с. 85 91.

22. Меркулов В. І., Добикін В. Д. Синтез алгоритму оптимальної ідентифікації вимірювань при автоматичному супроводі повітряних об'єктів у режимі огляду// Радіотехніка та електроніка, 1996, Т. 41 №8, с. 954-958.

23. Меркулов В. І., Халімов Н. Р. Виявлення маневрів мети з корекцією алгоритмів функціонування систем автосупроводу// Радіотехніка, 1997 № 11, с. 15-20.

24. Бар-Шалом Я., Бервер Г., Джонсон С. Фільтрування та стохастичне управління в динамічних системах. За ред. Леондеса К. Т.: Пров. з англ. М: Мир. 1980, 407 с.

25. Рао С.Р. Лінійні статистичні методи та їх застосування: Пер. з англ. -М: Наука, 1968.

26. Максимов М.В., Меркулов В.І. Радіоелектронні слідкуючі системи. Синтез методами теорії оптимального керування. -М: Радіо і зв'язок, 1990,255 с.

27. Kameda Н., Matsuzaki Т., Kosuge Y. Target Tracking for Maneuvering targets Using Multiple Model Filter// IEEE Trans. Fundamentals, vol. E85-A №3, 2002, p. 573-581.

28. Bar-Shalom Y., Birmiwal K. Variable Dimension Filter for Maneuvering Target Tracking// IEEE Trans, on AES 18, №5, 1982, p. 621 – 629.

29. Schooler С. C. Optimal a Filters for Systems with Modeling Inaccuracies// IEEE Trans, on AES - 11, №6, 1975, p. 1300-1306.

30. Kerim Demirbas. Maneuvering Target Tracking with Hypothesis Testing// IEEE Trans, on AES 23, №6, 1987, p. 757 – 765.

31. Michael Greene, John Stensby. Radar Target Pointing Error Reduction Using Extended Kalman Filtering// IEEE Trans, on AES 23, № 2, 1987, p. 273 -278.

32. McAulay R. J., Denlinger E. A. Визначений Adaptive Tracker// IEEE Trans, on AES 9, № 2, 1973, p. 229 – 236.

33. Bar-Shalom Y., Fortmann Т. E. Tracking data association. Boston: Academic Press, 1988, 353 p.

34. Kalata P. R. Трансферний індекс: a generalized parametr для P і a - p -у target trackers// IEEE Trans, on AES - 20, № 2,1984, p. 174 – 182.

35. Bhagavan В. K., Polge R. J. Діяльність g-h Filter For Tracking Maneuvering Targets/ IEEE Trans, on AES-10, №6, 1974, p. 864 866.

36. Ackerson Guy A., Fu K. S. On State Estimation in Switching Environments// IEEE Trans, on AC-15, № 1, February 1970, p. 10 17.

37. Bar-shalom Y., Chang K.C., Blom H.A. 296 300.

38. Wen-Rong Wu, Peen-Pau Cheng, A Nolinear IMM Algorithm for Maneuvering Target Tracking// IEEE Trans, on AES-30, №3, July 1994, p. 875-885.

39. Jiin-an Guu, Che-ho Wei. Maneuvering Target Tracking Using IMM Method at High Measurement Frequency// IEEE Trans, on AES-27, №3, May 1991, p. 514-519.

40. Blom H. A., Bar-Shalom Y. Interacting Multiple Model Algorithm for Systems with Markovian Switching Coefficients// IEEE Trans, on AC-33, №8, August 1988, p. 780-783.

41. Mazor E., Averbuch A., Bar-Shalom Y., Dayan J. Interacting Multiple Model Methods in Target Tracking: A Survey// IEEE Trans, on AES-34, №1, 1998, p. 103-123.

42. Benedict TR, Bordner G.R. Synthesis of optimal set of radar track-while-scan smoothing equations// IRE Trans, on AC-7, July 1962, p. 27 32.

43. Chan Y. T., Hu A. G. C., Plant J. B. A Kalman Filter Based Tracking Scheme with Input Estimation// IEEE Trans, on AES 15, №2, July 1979, p. 237 – 244.

44. Chan Y.T., Plant J.B., Bottomley J.R.T. 235 – 240.

45. Bogler P. L. Tracking a Maneuvering Target Using Input Estimation// IEEE Trans, on AES 23, №3, 1987, p. 298 – 310.

46. ​​Steven R. Rogers. Alpha Beta Filter With Correlated Measurement Noise// IEEE Trans, on AES - 23 №4, 1987, p. 592 – 594.

47. Baheti R. S. Efficient Approximation of Kalman Filter for Target Tracking// IEEE Trans, on AES 22, №1,1986, p. 8 – 14.

48. Miller K. S., Leskiw DM Nonlinear Estimation With Radar Observations// IEEE Trans, on AES 18, №2, 1982, p. 192 – 200.

49. Murat E. F., Atherton A. P. Maneuvering target tracking using Adaptive turn rate models in he IMM algorithm// Proceedings of the 35th Conference on Decision & Control. 1996, p. 3151-3156.

50. Alouani A. T., Xia P., Rice T. R., Blair W. D. On Optimality of Two-Stage St. 1279-1282.

51. Julier S., Uhlmann J., Durrant-Whyte H. F. New Method for nonlinear Transformation of Means and Covariance in Filters and Estimators// IEEE Trans, on AC 45, №3, 2000, p. 477 – 482.

52. Farina A., Ristic B., Benvenuti D. Tracking a Ballistic Target: Comparison of Several Nonlinear Filters// IEEE Trans, on AES 38, №3, 2002, p. 854 – 867.

53. Xuezhi wang, Subhash Challa, Rob Evans. Gating Techniques for Maneuvering Target Tracking in Clutter// IEEE Trans, on AES 38, №3, 2002, p. 1087-1097.

54. Doucet A., Рис. 1098–1104.

55. Willett B., Ruan Y., Streit R. PMHT: Problems and Some Solutions// IEEE Trans, on AES 38, №3,2002, p. 738 – 754.

56. Watson G. A., Blair W. D. Interacting Acceleration Compensation Algorithm For Tracking Maneuvering Targets// IEEE Trans, on AES -31, №3, 1995, p. 1152-1159.

57. Watson G. A., Blair W. D. Interacting Multiple Bias Model Algorithm з Application To Tracking Maneuvering Targets// Proceedings of the 31st Conference on Decision and Control. December 1992, p. 3790 3795.

58. Kameda H., Tsujimichi S., Kosuge Y. A Comparison of Multiple Model Filters For Maneuvering Target Tracking// SICE 2000, p. 55 60.

59. Kameda H., Tsujimichi S., Kosuge Y. Target Tracking Under Dense Environments using Range Rate Measurements// SICE 1998, p. 927 – 932.

60. Rong Li X., Bar-Shalom Y. Performance Prediction of Interacting Multiple Model Algorithm// IEEE Trans, on AES 29, №3, 1993, p. 755 – 771.

61. Ito M., Tsujimichi S., Kosuge Y. Протягом трьох-dimensional Moving Target with 2-dimensional Angular Measurements from Multiple Passive Sensors// SICE 1999, p. 1117-1122.

62. De Feo M., Graziano A., Miglioli R., Farina A. IMMJPDA versus MHT і Kalman Filter з NN correlation: performance comparison // IEE Proc. Radar, Sonar Navigation, Vol. 144 №2, April 1997, p. 49 56.

63. Lerro D., Bar-Shalom Y. Interacting Multiple Model Tracking with Target Amplitude Feature// IEEE Trans, on AES 29, №2, 1993, p. 494 – 509.

64. Jilkov V. P., Angelova D. S., Semerdjiev TZ. A. Design and Comparison of Mode-Set Adaptive IMM Algorithm for Maneuvering Target Tracking// IEEE Trans, on AES 35, №1, 1999, p. 343 – 350.

65. He Yan, Zhi-jiang G., Jing-ping J. Design Adaptive Interacting Multiple Model Algorithm// Proceedings of the American Control Conference, May 2002, p. 1538-1542.

66. Buckley K., Vaddiraju A., Perry R. A New Pruning/Merging Algorithm MHT Multitarget Tracking// IEEE International Radar Conference 2000, p. 71 -75.

67. Bar-Shalom Y. Update with Out-of-Sequence Measurements in Tracking Exact Solution// IEEE Trans, on AES 38, №3,2002, p. 769 – 778.

68. Munir A., ​​Atherton A. P. Maneuvering target tracking using different turn rate models in he IMM algornthm// Proceedings of the 34th Conference on Decision & Control, 1995, p. 2747 2751.

69. Bar-Shalom (Ed.) Y. Multitarget-multisensor Tracking: Advanced applications. Vol. I. Norwood, MA: Artech House, 1990.

70. Bar-Shalom (Ed.) Y. Multitarget-multisensor Tracking: Advanced applications. Vol. ІІ. Norwood, MA: Artech House, 1992.

71. Blackman S. S. Multiple Target Tracking with Radar Applications. Norwood, MA: Artech House, 1986.

72. Campo L., Mookerjee P., Bar-Shalom Y. State Estimation for Systems with Sojourn-Time-Dependent Markov Model Switching// IEEE Trans, on AC-36, №2, 1991, p. 238-243.

73. Sengupta D., Litis R. A. Neural Solution до Multitarget Tracking Data Association Problem// IEEE Trans, on AES 25, №1, 1989, p. 96 – 108.

74. Меркулов В. І., Лепін В. Н. Авіаційні системи радіоуправління. 1996, с. 391.

75. Перов А. І. Адаптивні алгоритми супроводу маневруючих цілей// Радіотехніка, №7,2002, с. 73 81.

76. Канащенков А. І., Меркулов В. І. Захист радіолокаційних систем від перешкод. - М: «Радіотехніка», 2003.

77. Qiang Gan, Chris J. Harris. Comparison of Two Measurement Fusion Methods for Kalman-Filter-Based Multisensor Data Fusion// IEEE Trans, on AES 37, №1,2001, p. 273-280.

78. Blackman S., Popoli R. Design and Analysis of Modern Tracking Systems. Artech House, 1999, 1230 p.

79. Neal S. R. Discussion на "Parametric relations for a-^-y filter predictor"// IEEE Trans, on AC-12, June 1967, p. 315 316.

80. Рєпін В. Г., Тартаковський Г. П. Статистичний синтез при апріорній невизначеності та адаптація інформаційних систем. М: «Радянське радіо», 1977, 432 с.

81. Стратонович Р. Л. Принципи адаптивного прийому. М: Рад. радіо, 1973, 143 с.

82. Тихонов В. І., Теплинський І. С. Квазіоптимальне стеження за маневруючими об'єктами// Радіотехніка та електроніка, 1989, Т.34 №4, с. 792-797.

83. Перов А.І. Статистична теорія радіотехнічних систем. Навчальний посібник. -М: Радіотехніка, 2003.

84. Даримов Ю. П., Крижанівський Г. А., Солодухін В. А., Кивько В. Г., Кіров Б. А. Автоматизація процесів управління повітряним рухом. М: Транспорт, 1981,400 с.

85. Анодіна Т. Г., Кузнєцов А. А., Маркович Є. Д. Автоматизація управління повітряним рухом. М: Транспорт, 1992, 280 с.

86. Бакуль П.А., Сичов М. І., Нгуен Чонг Лиу. Супровід маневруючої мети за допомогою інтерактивного багатомодельного алгоритму // Електронний журнал, №9, 2002 Праці МАІ.

87. Бакуль П.А., Сичов М. І., Нгуен Чонг Лиу. Дослідження алгоритму фільтрації траєкторій маневрують радіолокаційних цілей// Цифрова обробка сигналів та її застосування, Доповідь 5-ї Міжнародної конференції. М: 2003, Т. 1. - с. 201 – 203.

88. Бакуль П.А., Сичов М. І., Нгуен Чонг Лиу. Багатомодельний алгоритм супроводу траєкторії маневруючої мети за даними оглядової РЛС// Радіотехніка, №1, 2004.

89. Нгуєн Чонг Лиу. Синтез багатомодельного алгоритму супроводу траєкторії маневруючої мети// Авіакосмічне приладобудування, №1,2004.

90. Нгуєн Чонг Лиу. Дослідження багатомодельних алгоритмів фільтрації траєкторій маневруючих радіолокаційних цілей// Теза доповіді, міжнародна конференція та виставка «Авіація та космонавтика 2003», МАІ 2003.

Зверніть увагу, представлені вище наукові тексти розміщені для ознайомлення та отримані за допомогою розпізнавання оригінальних текстів дисертацій (OCR). У зв'язку з чим у них можуть бути помилки, пов'язані з недосконалістю алгоритмів розпізнавання. У PDF файлах дисертацій та авторефератів, які ми доставляємо, подібних помилок немає.

Радіолокатор виявлення (РЛО) кругового огляду призначений для вирішення задач 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 цільовказів ЗРС, взаємодію між ЗРС, що ведуть бойові дії, а також взаємодія з іншими силами та засобами ППО. Високий ступінь автоматизації процесів дозволяє бойовому розрахунку зосередитися на вирішенні оперативних та оперативно-тактичних завдань, найповніше 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 наведених ракет.

РПН виконує також функції командного пункту ЗРС: - за інформацією ПБУ 83М6Е управляє засобами ЗРС; - здійснює відбір цілей для першочергового обстрілу; - вирішує завдання пуску та визначає результати стрільби; - Забезпечує інформаційну взаємодію з ПБО засобів управління 83М6Е.

кругового огляду підвищує пошукові можливості ЗРС при самостійному веденні бойових дій, а також забезпечує виявлення та супровід цілей у секторах з будь-яких 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-ЗООПМУ 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 стрілянини 3-5 сек.

При необхідності ЗРС З-ЗООПМУ1 може бути доопрацьована для використання ракет 5В55 системи З-ЗООПМУ.

Родоначальник сімейства З-ЗООП - ЗРС З-ЗООПМУ забезпечує:-> ураження цілей на дальностях від 5 до 90 км, в діапазоні висот від 0,025 до 27 км, швидкості цілей, що вражаються, до 1150 м/сек; - ураження балістичних цілей з дальністю пуску до 300 км на дальностях до 35 км при цільовказівці від засобів управління; - Одночасний обстріл до 6 цілей з наведенням до 2 ракет на кожну мету; - Базовий тип ракет 5В55; - Темп стрілянини 3-5 сек.

АЛТЕК-300

Навчально-тренувальний комплекс

ОСНОВНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ 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 і емулюють за допомогою спеціалізованого програмного забезпечення робочі місця ЗРС та СУ 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 характеристики; - 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 супроводження 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, яка відображає його фізико-географічні особливості з використанням цифрової карти заданого району оборони; У частині модернізації устаткування навчально-тренувального комплексу передбачається: - розгортання мобільного варіанту 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 разів у порівнянні з витратами при використанні реальної апаратури для підготовки бойових розрахунків; - економія ресурсу основних засобів ЗРС та СУ при підготовці бойових розрахунків – до 80%; - скорочення часу виконання наступних операцій порівняно зі штатним: - формування тактичної обстановки для тренування – у 10-15 разів; - 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 кількість 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 обстановки, яку неможливо створити на існуючих тренажних системах реальної техніки.

Використання: в автоматизованих цифрових системах виявлення та обробки радіолокаційної інформації. Сутність винаходу: дискретному радіолокаційному вимірі координат повітряної мети, згладжуванні поточних параметрів траєкторії мети зі зміною коефіцієнтів посилення фільтра в залежності від накопиченої ймовірності маневру. Новим є встановлення коефіцієнтів посилення фільтра в момент входження мети в зону можливого маневру залежно від накопиченої ймовірності маневру. Підвищення точності супроводу досягається за рахунок компенсації динамічної складової помилки супроводу, що обумовлена ​​маневром мети. 3 іл.

Винахід відноситься до радіолокації і може бути використане в автоматизованих цифрових системах виявлення та обробки радіолокаційної інформації. Відомі способи та пристрої супроводу маневруючої повітряної мети, засновані на дискретних радіолокаційних вимірах координат та поточній оцінці (згладжування та екстраполяції) параметрів її траєкторії (координат та швидкостей їх зміни) У припущенні, що за час спостереження ціль здійснить тільки один навмисний маневр великий інтенсивність виявленні маневру пам'ять рекурентного згладжуючого фільтра мінімізують. У цьому випадку, хоча динамічна помилка згладжування, обумовлена ​​невідповідністю гіпотези про ступінь полінома, що описує справжню траєкторію маневруючої мети, лінійній гіпотезі її руху, компенсується, випадкова складова помилки згладжування набуває максимального для даної точності вимірювання координат значення, і сумарна помилка зростає. З відомих способів супроводу маневруючої повітряної мети найбільш близьким до запропонованого за технічною сутністю і досягається ефект є спосіб, при якому маневр виявляють на основі аналізу величини відхилення поточних значень параметрів супроводжуваної траєкторії від їх виміряних значень і порівняння цього відхилення з пороговим значенням, параметри траєкторії з коефіцієнтами посилення фільтра, рівними одиниці У зв'язку з тим, що при згладжуванні параметрів траєкторії враховується лише факт наявності маневру, похибки згладжування за такого способу зберігаються досить великими. Метою винаходу є підвищення точності супроводу маневруючої повітряної мети, що низько летить. Це досягається тим, що при способі супроводу маневруючої повітряної мети, що низько летить, заснованому на дискретному радіолокаційному вимірі координат і згладжуванні параметрів траєкторії мети за допомогою - фільтра, на ділянках прямолінійного руху з коефіцієнтами посилення фільтра, обумовленими шумом стану мети, які визначають із співвідношень по пелен за швидкістю зміни пеленгу , та зміною коефіцієнтів посилення фільтра на ділянках маневру мети, в момент входження на ділянку траєкторії, на якій за апріорною інформацією про траєкторні особливості можливий маневр, згладжують сигнал пеленгу мети з коефіцієнтами посилення фільтра, встановленими відповідно до накопиченої ймовірності маневру. цілі: Р n = 1/(N-n+1), де N кількість вимірювань на ділянці можливого маневру та n номер циклу згладжування на ділянці можливого маневру, із співвідношень по пеленгу (p n) + -1 (1) за швидкістю зміни пеленгу (P n) - , де a + 2 (2) r (3) де дисперсія помилок виміру пеленгу; a- максимальне прискорення мети з пеленгу на маневрі; Р імовірність правильного виявлення маневру; Т про період огляду РЛС, а в момент виявлення маневру мети сигнал пеленга одноразово згладжують з коефіцієнтами посилення фільтра і , із співвідношення (1) і (2) зі значенням r зі співвідношення r (4) де Р лом ймовірність помилкового виявлення маневру, а на наступних циклах згладжування параметри траєкторії мети згладжують з коефіцієнтами посилення фільтра, які визначають із співвідношень
де
(n) (n)
n= int
m та m коефіцієнти посилення фільтра в момент виявлення маневру мети. Відомі способи супроводу маневруючої повітряної мети, що низько летить, не мають ознак, подібних з ознаками, що відрізняють запропонований спосіб від прототипу. Наявність нововведеної послідовності дій дозволяє підвищити точність супроводу за рахунок апріорної інформації про траєкторію супроводу повітряної мети та мінімізувати у зв'язку з цим помилки супроводу, що виникають із пропуском маневру мети. Отже, заявлений спосіб відповідає критеріям "Новини" і "Винахідний рівень". Можливість досягнення позитивного ефекту від пропонованого способу з нововведеними ознаками, обумовлена ​​компенсацією впливу динамічної помилки екстраполяції пеленгу, що визначається маневром мети, пропущеним виявником маневру, шляхом зміни коефіцієнтів посилення фільтра відповідно до накопиченої ймовірності маневру. На фіг. 1 наведена схема маневрування мети; на фіг. 2 графіки, що ілюструють ефективність запропонованого способу; на фіг. 3 наведена електрична структурна схема пристрою для здійснення запропонованого способу. Оскільки будь-яка раптово з'явилася і виявлена, наприклад, на кораблі-носії РЛС, швидкісна повітряна ціль, що низько летить, буде класифікована як атакуюча, правомірно припустити, що ця мета з високою ймовірністю поверне на корабель, виконуючи маневр самонаведення. Іншими словами, швидкісна повітряна мета, що низько летить, для ураження корабля в певний момент часу повинна виконати маневр, в результаті якого курсовий параметр мети щодо корабля повинен стати рівним нулю. У зв'язку з цим припущення про обов'язковий маневр мети є принципово обґрунтованим. Надалі будемо розглядати як повітряну мету протикорабельну крилату ракету (пкр), що виконує маневр самонаведення. Спосіб заснований на використанні траєкторних особливостей ПКР на кінцевій ділянці траєкторії. Траєкторія пкр (див. фіг. 1) на дистанції від об'єкта ураження менше 30 км включає в себе три характерні ділянки траєкторії: прямолінійна ділянка до початку виконання маневру самонаведення пкр; ділянку можливого маневру самонаведення; прямолінійна ділянка траєкторії після завершення маневру самонаведення. Відомо, що маневр самонаведення пкр, наприклад типу "Гарпун", виконується на дистанціях від корабля-мети 5, 3,20,2 км. Можна припустити, що на дистанціях більше 20,2 км можливість маневру близька до нуля, і необхідність обмеження коефіцієнтів посилення фільтра обумовлена ​​лише наявністю шуму стану мети. За відсутності апріорних даних про застосовуваному противником способі стрільби пкр у даній конкретній тактичній ситуації, є підстави припускати, що початок маневру самонаведення рівноймовірний у будь-який момент часу при знаходженні пкр в інтервалі віддалень від корабля D min 5,3 км та D max 20,2 км . Ракета долає зазначений інтервал дальності за
t 1 = 50 з де V 290 м/с швидкість польоту пкр. Отже, можна припускати, що за час знаходження пкр на віддаленні від корабля, що дозволяє їй почати маневр самонаведення, буде проведено N N +1 + 1 вимірювання її координат. Оскільки маневр з рівною ймовірністю може розпочатися на будь-якому міжоглядовому інтервалі, ймовірність події, що складається на початку маневру на n-му (n 1, 2,) інтервалі апріорно дорівнює
P
Якщо на (n-1)-му вимірі координат початок маневру не виявлено, то накопичена ймовірність маневру на n-му вимірі визначається співвідношенням
P=
Залежність дисперсії прискорення ПКР на маневрі від накопиченої ймовірності може бути виражена таким чином:
2 a = (1+4P n)(1-P ом) (5) де a максимальне прискорення пкр по пеленгу на маневрі (3.5g);
Ром ймовірність правильного виявлення маневру. Знаючи дисперсію прискорення пкр ( a), а також вважаючи відомими значення помилок вимірювання пеленгу можна розрахувати оптимальні для поточних співвідношень дисперсії помилок вимірювань координат, що обурює пеленг прискорення і період огляду РЛС значення коефіцієнтів посилення фільтра: по пеленгу
(P n) (6) за швидкістю зміни пеленгу (P n) де o 2 дисперсія помилок оцінювання пеленгу;
дисперсія помилок виміру пеленгу;
R коефіцієнт кореляції помилок оцінювання пеленгу і швидкості його зміни. Значення o і R визначені такими співвідношеннями
2 o = + -1
R o = (7)
Підставляючи у співвідношення (7) співвідношення (2) і (3) отримуємо дисперсію помилок оцінювання пеленгу та коефіцієнта кореляції помилок оцінювання пеленгу та швидкості його зміни, і, підставляючи вираз (6), отримуємо коефіцієнти посилення фільтра, що визначаються співвідношенням (1). Очевидно, що з наближенням пкр з кожним оглядом накопичена ймовірність маневру збільшується, що викликає збільшення дисперсії прискорення п кр і відповідно тягне за собою збільшення коефіцієнтів посилення фільтрів і . З виявленням маневру накопиченої ймовірності маневру надають значення "одиниця", а дисперсію прискорення пкр обчислюють так:
= a 2 (1-P лом) (8) де Р лом ймовірність помилкового виявлення маневру. При цьому r обчислюють із співвідношення (4), коефіцієнти посилення фільтра набувають максимального значення. З огляду на короткочасність маневру пкр (1. 3 с), достатньо одного згладжування зі збільшеними коефіцієнтами посилення (це підтверджують результати імітаційного моделювання). Процедура оцінювання ймовірності маневру виконується у проміжку дальності від 20,2 до 5,3 км. Після виявлення маневру коефіцієнтам посилення фільтра по пеленгу надають значення, зумовлені тільки шумом стану мети, коефіцієнти посилення по дальності протягом усього часу супроводу залишаються постійними, і їх значення вибирають відповідно до шуму стану мети. На фіг. 3 наведено пристрій автоматичного супроводу повітряної маневруючої мети, що реалізує пропонований спосіб. Воно містить датчик вимірюваних координат 1, блок згладжування 2, блок екстраполяції 3, перший блок затримки 4, блок пам'яті 5 блок виявлення маневру 6 блок порівняння 7 другий блок затримки 8 блок 9 обчислення коефіцієнтів посилення фільтра. Пристрій автоматичного супроводу маневруючої повітряної мети складається з послідовно з'єднаних датчика 1 змірювання з'єднаний з входом блоку 3 екстраполяції, 1-й вихід блоку 3 екстраполяції з'єднаний з входом блоку 7 порівняння і через блок 4 затримки з 4-м входом блоку 2 згладжування і з 2-м входом блоку 6 виявлення маневру, 2-й вихід блоку 3 екстраполяції є виходом пристрою, вихід блоку 6 виявлення маневру з'єднаний з 2-м входом блоку 9 обчислення коефіцієнтів посилення фільтра і через блок 8 затримки з 2-м входом блоку 5 пам'яті і з 3-м входом блоку 9 обчислення коефіцієнтів посилення фільтра, вихід блоку 7 порівняння з'єднаний з 1-м входом блоку 5 пам'яті та 1-м входом блоку 9 обчислення коефіцієнтів посилення фільтра, вихід блоку 5 пам'яті з'єднаний з 2-м входом блок а 2 згладжування, вихід блоку 9 обчислення коефіцієнтів посилення фільтра з'єднаний з 3-м входом блоку 2 згладжування. Пристрій працює в такий спосіб. Відеосигнал поточного n-го циклу вимірювання координат супроводу мети з виходу приймального пристрою надходить на вхід пристрою супроводу і відповідно на датчик 1 вимірюваних координат. Датчик 1 виміряних координат виробляє перетворення відеосигналу з аналогового цифровий вигляд, виділяє корисний сигнал і вимірює значення координат: пеленга (П n) і дальності (D n). Датчик 1 виміряних координат може бути реалізований однією з відомих схем автоматичного виявника повітряних цілей. Значення виміряних координат мети (П n і D n) як сигнальних кодів подають на 1-й вхід блоку 2 згладжування, який реалізує наступним чином операцію обробки координат: при n 1 поточна оцінка координат мети дорівнює
= M n , де M n = П n D при n 2 поточна оцінка параметрів траєкторії мети дорівнює
= M n , V = (M n-1 -M n) / T o де Т про період огляду РЛС; при n>2 поточна оцінка параметрів траєкторії мети дорівнює
= + (M)
= +(M)/T де і вагові коефіцієнти (коефіцієнти посилення фільтра);
та екстраполовані на один огляд оцінки координат та швидкості їх зміни. З блоку 2 згладжені значення координат та швидкості їх зміни подають на вхід блоку 3 екстраполяції. Блок 3 екстраполяції здійснює формування екстраполованих на заданий час оцінок параметрів траєкторії:
= +VT е; = де Т е задане значення часових інтервалів екстраполяції. У даному пристрої Т е Т о, Т е Т цу. При цьому екстраполовані на час значення координат з 1-го виходу надходять через блок 4 затримки на 4 вхід блоку 2 згладжування, де їх використовують для обчислення параметрів траєкторії в наступному циклі, і на 2 вхід блоку 6 виявлення маневру, де їх віднімають із виміряних значень пеленгу, що подаються на 1-й вхід блоку 6 виявлення маневру з датчика 1 виміряних координат, і отриману різницю порівнюють з порогом наступним чином:
П n ->
Значення порога вибирають з міркувань необхідної ймовірності помилкового виявлення маневру. З того ж виходу екстраполовані координати надходять на вхід блоку порівняння 7, де порівнюють значення екстраполованої дальності з інтервалом дальності можливого маневру від 5,3 до 20,2 км. Екстраполовані на час Т е значення координат подають на 2-й вихід блоку 3 екстраполяції (вихід пристрою) і використовують для формування та видачі даних вказівки на цілі споживання. У блоці 7 порівняння виробляється сигнал логічної одиниці, якщо значення екстраполованої дальності лежить в інтервалі можливого манера, який з виходу блоку 7 порівняння надходить на 1-й вхід блоку пам'яті 5, забороняючи при цьому видачу коефіцієнтів посилення фільтра в блок 2 згладжування, в той же час цей сигнал надходить на 1-й вхід блоку 9 обчислення коефіцієнтів посилення фільтра і ініціює видачу коефіцієнтів посилення в блок 2 згладжування. Якщо значення екстраполованої дальності не лежать у межах інтервалу дальності можливого маневру, то виробляється сигнал логічного нуля, що забороняє видачу коефіцієнтів підсилення з блоку 9 обчислення коефіцієнтів підсилення фільтра та ініціює видачу коефіцієнтів підсилення з блоку пам'яті 5. У блоці пам'яті 5 зберігаються коефіцієнти посилення фільтра, значення яких обумовлені шумом стану мети. У блоці 9 обчислення коефіцієнтів посилення фільтра коефіцієнти посилення обчислюють у разі приходу сигналу логічної одиниці та відсутності сигналу про виявлення маневру за співвідношенням (1), (2) та (3), а у разі приходу сигналу "виявлено маневр" за співвідношенням (1) , (2) та (4). У блоці 6 виробляється сигнал "виявлений маневр" і надходить у блок 9 обчислення коефіцієнтів посилення фільтра, цей сигнал надходить на блок 8 затримки і затриманий на один період огляду надходить на блоки 5 і 9 пам'яті і обчислення коефіцієнтів посилення фільтра. Ефективність запропонованого способу оцінена методом імітаційного моделювання за наступних вихідних даних:
Дальність запуску пкр типу "гарпун" 100 км;
Перевантаження ПКР на маневрі 4 g;
Тривалість маневру 4;
Період огляду РЛЗ 2с;
Маневр починається в інтервалі між 13 та 14 оглядами. На фіг. 2 наведена залежність нормованої помилки екстраполяції координати на один огляд від номера виміру де:
1 пропонований спосіб;
2 відомий спосіб. При здійсненні запропонованого способу точність екстраполяції координати збільшується вдвічі.

формула винаходу

СПОСІБ СУПРОВІДЖЕННЯ МАНЕВРУЮЧОЇ ПОВІТРЯНОЇ ЦІЛІ, заснований на дискретному радіолокаційному вимірі координат, згладжуванні параметрів траєкторії мети за допомогою -фільтра на ділянках прямолінійного руху з коефіцієнтами підсилювача фільтра, обумовленими шумом стану мети, які визначають із співвідношень:

де j поточний цикл згладжування;
за швидкістю зміни пеленгу

і зміні коефіцієнтом посилення фільтра на ділянках маневру мети, що відрізняється тим, що в момент входження на ділянку траєкторії, на якому по апріорній інформації про траєкторні особливості мети можливий маневр, згладжують сигнал пеленгу мети з коефіцієнтами посилення фільтра, встановленими відповідно до накопиченої ,
P n (N n + 1),
де N - кількість вимірювань на ділянці можливого маневру;
n номер циклу згладжування на ділянці згладжування на ділянці можливого маневру із співвідношень по пеленгу (1)

за швидкістю зміни пеленгу (2)



де 2 дисперсія помилок виміру пеленгу;
a максимальне прискорення мети з пеленгу на маневрі;
P о. м можливість правильного виявлення маневру;
T про період огляду РЛС,
а в момент часу виявлення маневру мети сигнал пеленгу одноразово згладжують з коефіцієнтами посилення фільтра a і b із співвідношень (1) і (2), зі значенням r зі співвідношення

де Р л. о. м ймовірність помилкового виявлення маневру, а на наступних циклах згладжування параметри траєкторії згладжують з коефіцієнтами посилення фільтра, значення яких відповідають наступним номерам поточного циклу згладжування, які визначають із співвідношення





де i 0, 1, 2 номер циклу після виявлення маневру;
встановлена ​​пам'ять фільтра, обумовлена ​​шумом стану мети;
m та m коефіцієнта посилення фільтра в момент маневру мети.