СПОСОБ АДАПТАЦИИ СИСТЕМЫ СОПРОВОЖДЕНИЯ МАНЕВРЕННОЙ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ ПО ДАЛЬНОСТИ НА ОСНОВЕ ИНФОРМАЦИИ ОТ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ РАЗЛИЧНОЙ ФИЗИЧЕСКОЙ ПРИРОДЫ Российский патент 2007 года по МПК G01S13/87 

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 адаптации РЭСС воздушной цели по дальности на основе информации от радиолокационной системы (РЛС), оптоэлектронной системы (ОЭС) и системы автономных датчиков (САД) истребителя (см. Kendrick J.D., Maybeck P.S., Reid J.G. Estimation of aircraft target motion using orientation measurements // IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems. - 1981. - AES-17, №2. - pp.254-259.)

Сущность данного способа состоит в следующем. С РЛС на алгоритм оценивания кинематических параметров цели (расширенный фильтр Калмана) поступают значения дальности, скорости, азимута и угла места цели, а также угловых скоростей линии визирования (ЛВ) в горизонтальной и вертикальной плоскости. Кроме того, с ОЭС поступает двумерное оптическое изображение, преобразованное в электрические сигналы, на подсистему распознавания образов, которая по специальному алгоритму преобразует полученные данные в ориентацию трехмерной цели, определяемую углами рыскания, тангажа и крена. Полученные углы вводятся в качестве измерений в калмановский фильтр углов пространственной ориентации цели. По оценкам параметров ориентации цели находится направление вектора нормальной составляющей ускорения цели, информация о котором поступает на алгоритм оценивания кинематических параметров. Здесь данные о направлении нормального ускорения позволяют уточнить оценки скорости и ускорения цели относительно истребителя. Для того чтобы получить значения скорости и ускорения сближения истребителя с целью эти оценки суммируются с собственной скоростью и ускорением атакующего самолета. По полученным значениям скорости и ускорения сближения вычисляется приблизительное значение угла атаки цели. Оно объединяется с информацией о скорости и ускорении цели и характеризует ориентацию цели, полученную на основе кинематических параметров. В качестве приблизительных данных эти сведения поступают на фильтр углов пространственной ориентации цели по цепи обратной связи. Такой комплексный обмен информацией дает оценку кинематических параметров, значительно превосходящую по точности оценку фильтром, не учитывающим информацию о пространственной ориентации цели.

Недостатками данного способа является наличие жестких требований по точности измерения углов рыскания, тангажа и крена, а также угловых скоростей изменения данных углов. Кроме того, используется информация каналов сопровождения по скорости и по угловым координатам РЛС, работающих в активном режиме и подверженных помехам противника, что значительно снижает помехоустойчивость РЭСС.

Известен также способ адаптации РЭСС воздушной цели по дальности на основе информации от ОЭС - в случае слежения за летательным аппаратом (ЛА) противника; или по информации от вторичного канала передачи данных - в случае сопровождения "своего" ЛА (см. Lefas С.С. Using rollangle measurements to track aircraft maneuvers // IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems. - 1984. - AES-20, №6. - pp.672-681.)

Сущность известного способа состоит в следующем. Сопровождение цели (ЛА) осуществляется неподвижной РЭСС. Если цель движется по прямолинейной траектории, то оценивание дальности до нее осуществляется фильтром Калмана на основе модели прямолинейного движения; однако при обнаружении маневра в работу включается фильтр сопровождения маневра, основанный на модели движения по окружности.

Обнаружение маневра происходит по измеренному значению угла крена цели . Порог обнаружения маневра найден экспериментальным путем и принят равным 2°. При значении крена происходит переключение сопровождения от фильтра Калмана с моделью прямолинейного движения к фильтру сопровождения маневра.

Недостатком известного способа в случае слежения за ЛА противника является практическая сложность определения значения угла крена по полученному от ОЭС изображению цели (см. Ульман Ш. Принципы восприятия подвижных объектов: пер. с англ. - М.: Радио и связь, 1983. - 168 с.); а в случае сопровождения "своего" ЛА - трудность обеспечения бесперебойного поступления и достоверности информации о значениях угла крена.

Наиболее близким по своей сущности к предлагаемому способу является способ адаптации РЭСС маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от РЛС, ОЭС и САД истребителя (см. Шатовкин P.P., Данилов С.Н. Алгоритм оценивания дальности при сопровождении маневренной воздушной цели на основе модели со случайной скачкообразной структурой // Радиотехника. - 2004. - №3. - С.7-13), принятый за прототип.

Сущность способа, принятого за прототип, состоит в следующем. По вычисленному на основе информации, поступающей с каналов сопровождения цели по скорости и угловым координатам РЛС, САД и ОЭС, значению ускорения сближения истребителя с целью определяется тип относительного движения цели и истребителя (ОДЦИ) в k-й момент времени: если - фиксируется слабоманевренное движение; если - интенсивный маневр. В соответствии с установленным типом движения изменяются параметры модели движения. Таким образом, происходит адаптация РЭСС под реальный маневр.

Модель движения используется в системе сопровождения для прогноза параметров ОДЦИ и коррекции данных, поступаемых от РЛС.

В основу используемой модели ОДЦИ в способе, принятом за прототип, положена модель, предложенная Зингером (см. Зингер Р. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью // Зарубежная радиоэлектроника. - 1971. - №8. - С.40-57.)

Используемая модель ОДЦИ имеет вид:

где Д_k - дальность до цели; V_k - скорость сближения истребителя с целью; а_k - ускорение сближения истребителя с целью; Т - интервал дискретизации; α - интенсивность маневра; - формирующий гауссовский белый шум с дисперсией 2·α·σ² _m; σ_m - среднеквадратическое отклонение ускорения.

Значение ускорения сближения истребителя с целью в способе сопровождения, принятом за прототип, определяется выражением:

где алгебраическая проекция вектора полного ускорения цели на ЛВ -

алгебраическая проекция тангенциальной составляющей вектора полного ускорения цели на ЛВ -

алгебраическая проекция радиальной составляющей вектора полного ускорения цели на ЛВ -

алгебраическая проекция вектора полного ускорения истребителя на ЛВ-

алгебраическая проекция тангенциальной составляющей вектора полного ускорения истребителя на ЛВ -

алгебраическая проекция радиальной составляющей вектора полного ускорения истребителя на ЛВ -

Здесь , - углы тангажа и рыскания цели, соответственно; , - скорости изменения углов тангажа и рыскания цели, соответственно; , - углы наклона и поворота траектории истребителя, соответственно; , - скорости изменения углов наклона и поворота траектории истребителя, соответственно; и - углы наклона и скорости изменения углов наклона ЛВ в горизонтальной и вертикальной плоскости, соответственно; , - модули векторов скорости цели и истребителя, соответственно.

При адаптации системы сопровождения под реальный маневр по вычисленному значению ускорения сближения истребителя с целью изменяются параметры модели α и σ_m в соответствии со следующим условием:

Таким образом осуществляется адаптация системы сопровождения под маневр определенной интенсивности.

Недостатком способа, принятого за прототип, является использование информации каналов сопровождения по скорости и по угловым координатам РЛС, работающих в активном режиме и подверженных помехам противника, что значительно снижает помехоустойчивость РЭСС.

Техническим результатом предлагаемого способа является осуществление адаптации РЭСС маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от РЛС, ОЭС и САД истребителя при значительном снижении требований к точности измерения и помехоустойчивости РЛС.

Сущность предлагаемого способа заключается в том, что по вычисленному значению ускорения сближения истребителя с целью на основе информации:

- поступающей с канала сопровождения цели по угловым координатам РЛС истребителя о значениях угла наклона ЛВ в горизонтальной плоскости и угла наклона ЛВ в вертикальной плоскости , скорости изменения угла наклона ЛВ в горизонтальной плоскости и скорости изменения угла наклона ЛВ в вертикальной плоскости

- поступающей от САД истребителя о значениях продольной перегрузки истребителя , нормальной перегрузки истребителя , боковой перегрузки истребителя , угла тангажа истребителя , угла рыскания истребителя , угла атаки истребителя и угла скольжения истребителя ;

- поступающей от ОЭС о значениях угла , образованном осью О_лХ_л лучевой системы координат истребителя О_лХ_лY_лZ_л и проекцией продольной оси цели на плоскость О_лХ_лZ_л лучевой системы координат истребителя О_лХ_лY_лZ_л, в k-1-й и k-й моменты времени, и угла , образованном продольной осью цели и проекцией продольной оси цели на плоскость О_лХ_лZ_л лучевой системы координат истребителя O_лX_лY_лZ_л, в k-1-й и k-й моменты времени,

по заданному условию

определяется тип ОДЦИ в k-й момент времени.

В соответствии с установленным типом движения изменяются параметры модели движения, и происходит адаптация РЭСС под реальный маневр.

При этом канал сопровождения цели по скорости РЛС истребителя не задействован, а необходимая информация представлена выведенным экспериментальным путем коэффициентом поступательного движения К_пд.

Сущность способа поясняется следующим.

В качестве модели ОДЦИ используется модель, представленная выражением (1).

Значение ускорения сближения истребителя с целью определяется выражением (2).

Алгебраическая проекция вектора полного ускорения истребителя на ЛВ вычисляется в соответствии с выражением:

где

Здесь - значение полного ускорения истребителя; - угол, образованный ЛВ и вектором полного ускорения истребителя ; , , - значения продольной, нормальной и боковой перегрузок истребителя, соответственно; и - углы атаки и скольжения истребителя, соответственно; g - ускорение свободного падения; - угол, образованный вектором полного ускорения истребителя и его проекцией на плоскость O_vX_vZ_v скоростной системы координат истребителя O_vX_vY_vZ_v; - угол, образованный проекцией вектора полного ускорения истребителя на плоскость O_vX_vZ_v скоростной системы координат истребителя O_vX_vY_vZ_v и осью О_vХ_v скоростной системы координат истребителя O_vX_vY_vZ_v.

Информация о значениях перегрузок , , и углах тангажа , рыскания и крена истребителя поступает от измерителей САД.

Значения углов наклона ЛВ и поступают с канала сопровождения цели по угловым координатам бортовой РЛС истребителя.

Геометрический смысл углов , и пояснен на фигуре 1.

Проведенные исследования показали, что основное влияние на формирование значения полного ускорения маневренного ЛА (цели) оказывает его радиальная составляющая. В этом случае принимается, что

Выражение для определения радиальной составляющей полного ускорения цели было выведено экспериментальным путем:

где

Здесь - угол, образованный осью О_лХ_л лучевой системы координат истребителя О_лХ_лY_лZ_л и проекцией продольной оси цели на плоскость О_лХ_лZ_л лучевой системы координат истребителя О_лХ_лY_лZ_л; - угол, образованный продольной осью цели и проекцией продольной оси цели на плоскость O_лX_лZ_л лучевой системы координат истребителя О_лХ_лY_лZ_л; -угол, образованный вектором скорости цели в k-1-й момент времени и вектором скорости цели в k-й момент времени в лучевой системе координат истребителя О_лХ_лY_лZ_л; и - разности значений соответствующих углов в k-й и k-1-й моменты времени.

Информация о значениях углов и поступает от ОЭС. Эти углы несут информацию как о пространственной ориентации самой цели, так и о ракурсе, под которым она наблюдается.

С учетом приведенных выше рассуждении алгебраическая проекция вектора полного ускорения цели на ЛВ определяется как:

где

Здесь - угол, образованный вектором радиальной составляющей ускорения цели и осью О_лХ_л лучевой системы координат истребителя О_лХ_лY_лZ_л; - угол, образованный продольной осью цели и осью О_лХ_л лучевой системы координат истребителя О_лХ_лY_лZ_л.

Знак "плюс" или "минус" в выражении (23) обусловлен опережением или отставанием вектора радиальной составляющей от вектора скорости цели и определяется стороной изгиба траектории цели относительно истребителя. Проведенные исследования показали, для ее определения достаточно знать комбинацию следующих параметров: скоростей изменения углов наклона ЛВ в горизонтальной и вертикальной плоскости - и соответственно, информация о значениях которых поступает с канала сопровождения цели по угловым координатам РЛС истребителя; и разностей углов и .

Результаты исследований сведены в таблицу 1.

Прочерк в таблице 1 обозначает физически неосуществимую комбинацию используемых параметров.

Угол вычисляется на основе информации о значениях углов и , поступающей от оптоэлектронной системы.

Угол вычисляется на основе информации о значении угла , информации о разности значений угла в k-й момент времени и в k-1-й момент времени, и о разности значений угла в k-й момент времени и в k-1-й момент времени, и информации о скорости изменения угла наклона линии визирования в горизонтальной плоскости и скорости изменения угла наклона линии визирования в вертикальной плоскости поступающей с канала сопровождения цели по угловым координатам радиолокационной системы истребителя.

Геометрический смысл углов , , и пояснен на фигуре 2.

При адаптации системы сопровождения под реальный маневр по вычисленному значению ускорения сближения истребителя с целью изменяются параметры модели α и σ_m в соответствии со следующим условием:

где a_п1=10 м/с² и a_п2=25 м/с² - заданные пороговые значения ускорения сближения истребителя с целью; а_max=180 м/с² - заданное максимальное значение ускорения сближения истребителя с целью.

Таким образом осуществляется адаптация системы сопровождения под маневр определенной интенсивности.

На фигуре 3 представлена логическая схема алгоритма функционирования устройства для реализации предложенного способа.

В зависимости от вычисленного значения ускорения сближения определяется тип ОДЦИ. Далее в соответствии с установленным типом движения изменяются параметры используемой модели движения (устанавливаются конкретные значения параметров α и σ_m).

Результаты проведенных исследований подтверждают целесообразность применения на практике предлагаемого способа адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы.

Изобретение относится к области радиотехники и может быть использовано в бортовых и наземных радиоэлектронных системах сопровождения. Достигаемым техническим результатом изобретения является снижение требований к точности измерения и помехозащищенности радиолокационной системы при осуществлении адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности на основе информации от измерителей различной физической природы. Сущность изобретения заключается в том, что адаптация радиоэлектронной системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности осуществляется по вычисленному значению ускорения сближения истребителя с целью на основе информации, поступающей с канала сопровождения цели по угловым координатам радиолокационной системы, оптоэлектронной системы и системы автономных датчиков. 3 ил., 1 табл.

Способ адаптации системы сопровождения маневренной воздушной цели по дальности, заключающийся в том, что на основе информации, поступающей с канала сопровождения цели по угловым координатам радиолокационной системы, оптоэлектронной системы и системы автономных датчиков истребителя определяют значение ускорения сближения истребителя с целью, по которому определяют тип относительного движения цели и истребителя, и в соответствии с типом относительного движения цели и истребителя адаптируют систему сопровождения истребителя под реальный маневр цели, отличающийся тем, что значение ускорения сближения истребителя с целью по линии визирования истребителя в k-й момент времени определяют из выражения а_k ^лв=a_k ^цлв-а_k ^илв, где a_k ^цлв - ускорение цели по линии визирования истребителя в k-й момент времени, а_k ^илв - ускорение истребителя по линии визирования в k-й момент времени, а адаптацию системы сопровождения осуществляют в соответствии с информацией о пространственной ориентации цели и ракурсе под которым она наблюдается, поступающей с канала сопровождения цели по угловым координатам радиолокационной системы, оптоэлектронной системы и системы автономных датчиков истребителя, и в соответствии с типом относительного движения цели и истребителя, исходя из условия:

если |а_k ^лв|<а_п1 - слабоманевренное движение,

если а_п1≤|а_k ^лв|<а_п2 - маневр средней интенсивности,

если |а_k ^лв|≥а_п2 - интенсивный маневр,

где а_п1=10 м/с² и а_п2=25 м/с² - заданные пороговые значения ускорения сближения истребителя с целью.