Способ определения дальности до маневренного летательного аппарата в режиме молчания радиолокационной станции на основе использования нерадиолокационной информации

Способ определения дальности до маневренного летательного аппарата в режиме молчания радиолокационной станции на основе использования нерадиолокационной информации

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области радиотехники, в частности к радиоэлектронным системам измерения координат, и может быть использовано в бортовых и наземных радиоэлектронных системах сопровождения (РЭСС).

Известен способ определения дальности до летательного аппарата (ЛА) в режиме молчания радиолокационной станции (РЛС) (см. Антипов В.Н., Исаев С.А., Лавров А.А., Меркулов В.И. Многофункциональные радиоэлектронные комплексы истребителей / под ред. проф. Г.С.Кондратенкова. - М.: Воениздат, 1994. - 213 с.).

Сущность данного способа состоит в следующем. Дальность до ЛА в k-й момент времени Д_k определяют через дальность до ЛА в (k-1)-й момент времени Д_k-1 и через скорость его сближения с РЭСС в (k-1)-й момент времени V_k-1 в предположении, что данная скорость постоянна:

где Т - интервал дискретизации; значения Д₀ и V₀ определяют при работе РЛС в активном режиме.

Известен способ определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС (см. Фарина А., Студер Ф. Цифровая обработка радиолокационной информации. Сопровождение целей: пер. с англ. - М.: Радио и связь, 1993. - 320 с.).

Сущность данного способа состоит в следующем. Дальность до ЛА в k-й момент времени Д_k определяют через дальность до ЛА в (k-1)-й момент времени Д_k-1, через скорость и ускорение его сближения с РЭСС в (k-1)-й момент времени V_k-1 и a_k-1, соответственно, в предположении, что данное ускорение постоянно:

где Т - интервал дискретизации; значения Д₀, V₀ и а₀ определяют при работе РЛС в активном режиме.

Известен также способ определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС (см. Зингер Р. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью // Зарубежная радиоэлектроника. - 1971. - №8. - С.40-57), сущность которого состоит в том, что дальность до ЛА в k-й момент времени Д_k определяют через дальность до ЛА в (k-1)-й момент времени Д_k-1, через скорость и ускорение его сближения с РЭСС в (k-1)-й момент времени V_k-1 и a_k-1, соответственно, в предположении, что данное ускорение описывается экспоненциально коррелированным процессом:

где Т - интервал дискретизации; α - величина, характеризующая скорость изменения ускорения; n_ak - гауссовский шум с дисперсией и математическим ожиданием m_a=0 м/с²; σ_a - среднеквадратическое отклонение (СКО) ускорения; значения Д₀, V₀ и а₀ определяют при работе РЛС в активном режиме; принимают, что n_a0=m_a.

Общими недостатками рассмотренных способов являются: низкая точность определения дальности до ЛА вследствие несоответствия принятой модели изменения скорости или ускорения сближения ЛА с РЭСС реальной динамике скорости или ускорения; отсутствие учета и использования дополнительной информации о движении ЛА от устройств и систем, работающих в пассивном режиме, при определении дальности до ЛА.

Наиболее близким по своей сущности к предлагаемому способу является способ определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС, описанный в работе (Перспективные методы обработки информации: Монография / Горев П.Г. [и др.]; под ред. проф. П.Г.Горева. - Тамбов; М.; СПб; Баку; Вена: Изд-во «Нобелистика», 204. - 478 с.) и принятый за прототип.

Сущность способа, принятого за прототип, состоит в том, что дальность до ЛА в k-й момент времени Д_k определяют через дальность до ЛА в (k-1)-й момент времени Д_k-1, через скорость и ускорение его сближения с РЭСС в (k-1)-й момент времени V_k-1 и а_k-1, соответственно. При этом, ускорение в k-й момент времени a_k вычисляется на основе информации о пространственной ориентации ЛА в (k-1)-й момент времени - об углах тангажа ϑ_k-1, рыскания ψ_k-1 и скоростях их изменения ω_θk-1 и ω_ψk-1, соответственно, поступающей от телевизионной системы (ТС); информации об углах пеленга в горизонтальной плоскости ε_гk-1, вертикальной плоскости ε_вk-1 и скоростях их изменения ω_гk-1 и ω_вk-1, соответственно, в (k-1)-й момент времени, поступающей от теплопеленгатора (ТП); и информации о значении собственного ускорения носителя РЭСС в (k-1)-й момент времени а_ck-1, поступающей от системы автономных датчиков (САД):

где

Т - интервал дискретизации; значения Д₀, V₀ и а₀ определяют при работе РЛС в активном режиме.

Недостатком способа, принятого за прототип, является невысокая точность определения дальности до ЛА вследствие несоответствия принятой модели прямолинейного движения ЛА относительно РЭСС реальному криволинейному движению маневренного ЛА относительно РЭСС.

Техническим результатом предлагаемого способа является повышение точности определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС на основе использования нерадиолокационной информации, поступающей от ТС, ТП и САД, в модели криволинейного движения маневренного ЛА относительно РЭСС.

Сущность предлагаемого способа заключается в том, что дальность до маневренного ЛА в k-й момент времени Д_k определяют через дальность до ЛА в (k-1)-й момент времени Д_k-1, через радиус окружности, по дуге которой движется ЛА относительно РЭСС в (k-1)-й момент времени, r_k-1, изменение значения которого описывается экспоненциально коррелированным процессом; через угловую скорость движения ЛА относительно РЭСС в k-й момент времени ω_k; и через расстояние Д^н _k в k-й момент времени, преодолеваемое носителем РЭСС за интервал дискретизации Т:

где µ - величина, обратная постоянной времени маневра ЛА; n_rk - гауссовский шум с дисперсией и математическим ожиданием m_r; σ_r - СКО радиуса окружности, по дуге которой движется ЛА относительно РЭСС; значение Д_о определяют при работе РЛС в активном режиме; принимают, что r₀=0 м и n_r0=m_r.

Расстояние Д^н _k в k-й момент времени, преодолеваемое носителем РЭСС за интервал дискретизации Т, определяется выражением:

где V^н _k - значение линейной скорости носителя РЭСС в k-й момент времени; θ^н _k - угол наклона траектории носителя РЭСС в k-й момент времени; φ^н _k -угол поворота траектории носителя РЭСС в k-й момент времени; ε_вk и ε_rk - углы пеленга в вертикальной и горизонтальной плоскости, соответственно, в k-й момент времени.

Информация о линейной скорости V^н _k, угле наклона траектории θ^н _k и угле поворота траектории φ^н _k носителя РЭСС в k-й момент времени поступает от САД, а информация об углах пеленга в вертикальной плоскости ε_вk и горизонтальной плоскости ε_rk в k-й момент времени - от ТП.

На основе экспериментальных данных для маневренного ЛА типа "истребитель" было определено, что µ=0,0935 с^-1; σ_r=197 м; m_r=269 м.

Угловая скорость движения маневренного ЛА относительно РЭСС в k-й момент времени ω_k определяется выражением:

где пространственный угол поворота траектории ЛА относительно РЭСС в k-й момент времени κ_k определяется углами пространственной ориентации ЛА относительно РЭСС - углом , образованном продольной осью ЛА и проекцией продольной оси ЛА на плоскость О_лХ_лZ_л лучевой системы координат носителя РЭСС О_лХ_лY_лZ_л, в k-й момент времени и углом в (k-1)-й момент времени; углом , образованным осью О_лХ_л лучевой системы координат носителя РЭСС О_лХ_лY_лZ_л и проекцией продольной оси ЛА на плоскость О_лХ_лZ_л лучевой системы координат носителя РЭСС O_лX_лY_лZ_л, в k-й момент времени и углом в (k-1)-й момент времени, информация о которых поступает от ТС, и вычисляется в соответствии с выражением:

при допущении, что продольная ось ЛА и вектор его линейной скорости в k-й момент времени совпадают, то есть углы атаки и скольжения ЛА в k-й момент времени: α_k=0 и β_k=0, соответственно.

Результаты проведенных исследований показали, что для большинства типов эксплуатируемых в настоящее время ЛА данное допущение не приводит к существенным ошибкам и применимо при решении задачи определения дальности до ЛА.

Геометрический смысл пространственного угла поворота траектории ЛА относительно РЭСС в k-й момент времени κ_k пояснен на фигуре 1.

Опираясь на результаты моделирования на электронно-вычислительной машине, можно утверждать, что если в (k-1)-й момент времени измеренный ТС угол то второе слагаемое выражения (12) имеет знак "плюс", и дальность до ЛА в k-й момент време-ни Д_k увеличится; если в (k-1)-й момент времени угол то второе слагаемое выражения (12) имеет знак "минус", и дальность до ЛА в k-й момент времени Д_k уменьшится.

На фигуре 2 представлена логическая схема алгоритма функционирования устройства определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС на основе использования информации о его пространственной ориентации для реализации предложенного способа.

Логическая схема состоит из блока «Данные» I; блока «Подготовка» II; блоков «Процесс» III, IV, V, VII, VIII; блока «Решение» VI; блока «Запоминаемые данные» IX; блоков «Оперативное запоминающее устройство» X, XI.

В блоке I устанавливаются исходные значения параметров µ, Т, σ_r, m_r, Д₀, r₀ и n_r0. Вычисление выражений, определяющих значения Д_k, r_k и n_rk в k-й момент времени, в ветви алгоритма, включающей блоки III, VI, VII, VIII, и блоках IV, V производится параллельно. В зависимости от результата выполнения условия блок VI осуществляет логический выбор блока VII или блока VIII. Результаты вычислений блоков IV, V, VII (или VIII) запоминаются (блок IX) для использования на следующем шаге вычислений в (k+1)-й момент времени (блок II). Вычисленное в блоке VII (или VIII) значение Д_k в k-й момент времени запоминается в оперативном запоминающем устройстве (блок X). Функционирование блоков II, III, IV, V, VI, VII, VIII, IX осуществляется до момента сброса сопровождения (блок VIII).

Результаты проведенных исследований подтверждают целесообразность применения на практике предлагаемого способа определения дальности до маневренного ЛА в режиме молчания РЛС по доступной в данном режиме информации, поступающей от ТС, ТП и САД.

Способ определения дальности до маневренного летательного аппарата в режиме молчания радиолокационной станции на основе использования нерадиолокационной информации, заключающийся в том, что дальность до летательного аппарата в k-й момент времени Д_k определяют через дальность до летательного аппарата в (k-1)-й момент времени Д_k-1, через радиус окружности, по дуге которой движется летательный аппарат относительно радиоэлектронной системы сопровождения в (k-1)-й момент времени, r_k-1, изменение значения которого описывается экспоненциально коррелированным процессом, через угловую скорость движения летательного аппарата относительно радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени ω_k; и через расстояние в k-й момент времени, преодолеваемое носителем радиоэлектронной системы сопровождения за интервал дискретизации Т: где µ=0,0935 с^-1 - величина, обратная постоянной времени маневра летательного аппарата; n_rk - гауссовский шум с дисперсией 2·µ·σ_r ² и математическим ожиданием m_r=269 м; σ_r=197 м - среднеквадратическое отклонение радиуса окружности, по дуге которой движется летательный аппарат относительно радиоэлектронной системы сопровождения; значение Д₀ определяют при работе радиолокационной станции в активном режиме; принимают, что r₀=0 м и n_r0=m_r; отличающийся тем, что определение дальности до маневренного летательного аппарата осуществляется с использованием информации о его пространственной ориентации, применяемой при вычислении угловой скорости движения летательного аппарата относительно радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени ω_k: где K_k - пространственный угол поворота траектории летательного аппарата относительно радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени, определяемый углами пространственной ориентации летательного аппарата относительно радиоэлектронной системы сопровождения - углом образованным продольной осью летательного аппарата и проекцией продольной оси летательного аппарата на плоскость О_лХ_лZ_л лучевой системы координат носителя радиоэлектронной системы сопровождения О_лХ_лY_лZ_л, в k-й момент времени и углом в (k-1)-й момент времени; углом образованным осью О_лХ_л лучевой системы координат носителя радиоэлектронной системы сопровождения О_лХ_лY_лZ_л и проекцией продольной оси летательного аппарата на плоскость О_лХ_лZ_л лучевой системы координат носителя радиоэлектронной системы сопровождения O_лX_лY_лZ_л, в k-й момент времени и углом в (k-1)-й момент времени, информация о которых поступает от телевизионной системы, и вычисляемый в соответствии с выражением: при допущении, что углы атаки и скольжения летательного аппарата в k-й момент времени: α_k=0 и β_k=0 соответственно; причем если в (k-1)-й момент времени угол то второе слагаемое выражения (1) имеет знак "плюс"; если в (k-1)-й момент времени угол то второе слагаемое выражения (1) имеет знак "минус"; а также с использованием информации о параметрах собственного движения носителя радиоэлектронной системы сопровождения - информации о линейной скорости носителя радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени v^н _k, угле наклона траектории носителя радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени θ^н _k и угле поворота траектории носителя радиоэлектронной системы сопровождения в k-й момент времени φ^н _k, поступающей от системы автономных датчиков; и информации об углах пеленга в вертикальной плоскости ε_вk и горизонтальной плоскости ε_rk в k-й момент времени, поступающей от теплопеленгатора, применяемой при вычислении расстояния Д^н _k, преодолеваемого носителем радиоэлектронной системы сопровождения за интервал дискретизации Т, в k-й момент времени: