СПОСОБ СОПРОВОЖДЕНИЯ ПИЛОТИРУЕМОЙ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ Российский патент 2010 года по МПК G01S13/52 

Предлагаемое изобретение относится к области вторичной цифровой обработки радиолокационных сигналов и может быть использовано для сопровождения пилотируемой воздушной цели (ВЦ) и отделившихся от нее управляемых ракет (УР) класса «воздух-воздух», а также определения факта отделения ракет от их носителя, количества отделившихся УР, направления полета каждой отделившейся УР и времени, оставшегося до точки встречи ракеты с поражаемой целью, на которой установлена станция сопровождения ВЦ и отделившихся от нее УР.

Известен способ сопровождения пилотируемой ВЦ, заключающийся в отслеживании ее по дальности, скорости и ускорения и основанный на вычислении процедуры оптимальной линейной многомерной дискретной калмановской фильтрации [1].

Недостатком данного способа сопровождения пилотируемой ВЦ являются его ограниченные функциональные возможности по распознаванию состояния отделившихся от нее УР класса «воздух-воздух», под которым в дальнейшем понимается определение факта отделения ракет, их количество, направление полета каждой УР и времени, оставшегося до точки встречи ракеты с поражаемой целью, на которой установлена станция сопровождения ВЦ и отделившихся от нее УР.

Известен способ сопровождения пилотируемой ВЦ, основанный на процедуре оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой следующими выражениями [2]:

где

k=0,1,… - номер такта работы фильтра;

P^-(k+1) и P(k+1) - ковариационные матрицы ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;

Ф(к) - переходная матрица состояния;

Q(k+1) и R(k+1) - ковариационные матрицы шумов возбуждения и наблюдения соответственно;

K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;

I - единичная матрица;

и - вектор текущих и экстраполированных оценок фазовых координат;

H(k) - матрица наблюдения;

Y(k) - вектор наблюдения;

Z(k+1) - матрица невязок измерения;

Ψ(k+1) - матрица априорных ошибок фильтрации;

"-1" - операция вычисления обратной матрицы;

"т" - операция транспонирования матрицы.

Недостатком данного способа сопровождения пилотируемой ВЦ являются его ограниченные функциональные возможности по распознаванию состояния отделившихся от нее УР на этапе их сопровождения по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель (со станцией сопровождения пилотируемой ВЦ)» и отделившихся от нее УР.

Целью предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей по распознаванию состояния отделившихся УР класса «воздух-воздух» на этапе их сопровождения по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель».

Для достижения цели в способе сопровождения пилотируемой ВЦ, основанном на процедуре оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой выражениями (1)-(6), дополнительно аналогичная процедура оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации (выражения (1)-(6)) осуществляется не в одном оптимальном фильтре (ОФ) сопровождения пилотируемой ВЦ, являющейся носителем УР класса «воздух-воздух», а параллельно в каждом оптимальном фильтре ОФ_m их матрицы-столбца с получением дополнительно текущих и экстраполированных оценок дальностей между каждой отделившейся ракетой и станцией ее сопровождения, доплеровских частот обусловленных скоростями сближения каждой отделившейся ракеты со станцией ее сопровождения, и угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», на которой находится станция сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет (где m=1, М; М - максимальное количество разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет, отделившихся от их носителя - пилотируемой воздушной цели), при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом ОФ_m относительно количества m разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» ракет, отделившихся от их носителя-пилотируемой воздушной цели, при этом, по строкам матрицы-столбца оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно количества m разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» ракет, отделившихся от их носителя-пилотируемой воздушной цели, для каждого оптимального фильтра их матрицы-столбца производится вычисление соответствующих значений l_m ²(k+1) в соответствии с выражением

осуществляется сравнение полученных величин l_m ²(k+1) с соответствующими значениями χ² _грm(m,Р_ош)

где Р_ош - вероятность ошибки в том, что правильная гипотеза относительно количества m отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет будет отвергнута,

определяется максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где находится оптимальный фильтр, для которого выполняется условие (8), что соответствует факту отделения ракет от их носителя и оценке количества отделившихся ракет, разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», на основе значения осуществляется выбор оценок дальностей между каждой отделившейся ракетой и поражаемой целью со станцией сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет, доплеровских частот, обусловленных скоростью сближения каждой отделившейся ракеты с поражаемой целью, и угловых скоростей вращения линий визирования «ракета-поражаемая цель» с выхода только одного ОФ из их матрицы-столбца, а также формируется признак Пр^(p) отделения ракет(ы) от пилотируемой ВЦ, в противном случае (при ) формируется признак Пр⁽⁰⁾ неотделения ракет(ы) от пилотируемой воздушной цели, для каждой отделившейся от носителя ракеты сравнивается оценка угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» с ее постоянным пороговым значением ω_пор, одинаковым для всех фильтров их матрицы-столбца

при выполнении условия (9) принимается решение о наведении данной ракеты на поражаемую цель, формируется признак П_рm ^(ц) и вычисляется время t_m, оставшееся до точки встречи данной ракеты с поражаемой целью в соответствии с выражением

где λ - длина волны станции сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет,

при невыполнении условия (9) принимается решение о ненаведении данной ракеты на поражаемую цель, формируется признак П_рm ⁽⁰⁾ и время, оставшееся до точки встречи данной ракеты с поражаемой целью, не вычисляется.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:

1. Распознавание в процессе сопровождения пилотируемой воздушной цели на основе процедуры оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации (выражения (1)-(6)) факта отделения УР класса «воздух-воздух» и их количества (по критерию хи-квадрат Пирсона (выражения (7), (8)), направления полета каждой отделившейся ракеты (выражение (9)) и определение времени (выражение (10)), оставшегося до точки встречи ракеты с поражаемой целью, на которой установлена станция сопровождения цели и отделившихся от нее УР.

2. Выбор оценок отслеживаемых дальностей, доплеровских частот и угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» с выхода одного оптимального фильтра сопровождения отделившихся ракет из их матрицы-столбца только после принятия решения относительно количества отделившихся и разрешаемых управляемых ракет по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель».

Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных способах они не обнаружены.

Применение всех новых признаков позволит не только сопровождать пилотируемую ВЦ, но и распознать такие состояния управляемых ракет класса «воздух-воздух», находящихся на ее борту, как факт отделения УР от носителя (пилотируемой ВЦ), количество отделившихся УР, направление полета каждой отделившейся от пилотируемой ВЦ ракеты и время, оставшееся до точки встречи ракеты с поражаемой ВЦ в случае ее наведения на нее.

На фиг.1 приведена блок-схема, поясняющая предлагаемый способ сопровождения пилотируемой ВЦ и отделившихся от нее УР класса «воздух-воздух»

На вход формирователя 1 наблюдений на каждом k такте в случае сопровождения только пилотируемой ВЦ поступают дискретные отсчеты Д_ц(k) и F_ц(k) с выходов соответственно дальномера и измерителя доплеровской частоты (например, отсчеты с выхода алгоритма быстрого преобразования Фурье), обусловленной скоростью сближения пилотируемой ВЦ с поражаемой воздушной целью, на борту которой установлена станция сопровождения пилотируемой ВЦ и отделившихся от нее УР класса «воздух-воздух». В случае сопровождения отделившихся от пилотируемой ВЦ ракет дополнительно поступают на вход данного формирователя 1 наблюдений отсчеты Д_m(k), F_m(k) и ω_m(k) (с входа угломера станции сопровождения цели) для каждой m-й отделившейся и разрешаемой по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемой ракеты. В формирователе 1 наблюдений осуществляется селекция дискретных отсчетов, принадлежащих пилотируемой ВЦ и отделившимся от нее УР. В результате на одном его выходе формируется вектор наблюдения Y_ц(k) для оптимального фильтра ОФ_ц сопровождения пилотируемой ВЦ, а на другом выходе - вектор наблюдения Y_p(k) для оптимальных фильтров в их матрице-столбце, находящихся в блоке 2 оценок и необходимых для сопровождения отделившихся от пилотируемой ВЦ управляемых ракет.

В оптимальном фильтре ОФ_ц на основе наблюдения Y_ц(k) и процедуры оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой выражениями (1)-(6), осуществляется сопровождение по дальности и доплеровской частоте пилотируемой ВЦ.

На вход блока 2 оценок на каждом k такте поступает m (m=1,М) отсчетов дальности Д_m(k), доплеровских частот F_m(k) и угловых скоростей ω_m(k) вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», являющиеся фазовыми координатами вектора состояния, входящего в вектор наблюдения Y_p(k) (выражение (4)), при гипотезе Г_m (m=1,М) о том, что имеет место m отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет. Блок 2 оценок представляет собой матрицу-столбец оптимальных фильтров, в каждом из которых ОФ_m (m=1,М) реализована в соответствии с выражениями (1)-(6) процедура оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации. Для осуществления параллельной фильтрации наблюдаемых отсчетов дальностей, доплеровских частот и угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» соответствующие входы ОФ объединены (первые, вторые и т.д). Фильтрация разрешаемых отсчетов по соответствующим фазовым координатам в каждом ОФ_m их матрицы-столбца осуществляется при различных априорных данных, принятых при фильтрации в соответствующем оптимальном фильтре относительно количества m отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет. По строкам матрицы-столбца оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для гипотез Г_m (m=1,М) в виде различных структур матриц Ф_mj(k) и Q_mj(k+1) с соответствующими численными значениями их элементов, которые выполняют роль динамического эталона, поскольку они одновременно являются априорными сведениями не только для сопровождения отделившихся от пилотируемой ВЦ ракет класса «воздух-воздух», но и для распознавания их состояния. Исходя из этого, при многогипотезном сопровождении отделившихся УР и последующем распознавании их состояния будет иметь место структурная неопределенность, обусловленная многогипотезностью относительно количества отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет Г_m (m=1,М). Разрешение такой неопределенности в предлагаемом способе осуществляется по критерию хи-квадрат Пирсона, согласно которому для каждого ОФ_m их матрицы-столбца (m=1,М) в вычислителе 3 величин l² на основе значений элементов матрицы невязок измерения Z_m(k+1) (выражение (4)) и матрицы априорных ошибок фильтрации Ψ_m(k+1) (выражение (2)), поступающих с выхода блока 2 оценок, производится вычисление соответствующих значений l_m ²(k+1) по формуле (7). В блоке 4 сравнения в соответствующем для каждого ОФ_m устройстве сравнения УС_m осуществляется сравнение (выражение (8)) полученных величин l_m ²(k+1) с соответствующими значениями ж² _грm(m,Р_ош). По результатам сравнения в блоке 5 определения количества отделившихся ракет находится максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где расположен ОФ, для которого выполняется условие (8), что соответствует оценке количества отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет.

На основе значения в блоке 6 выбора оценки, куда поступают оценки с выходов всех оптимальных фильтров, осуществляется выбор оценок фазовых координат оцененного вектора состояния для каждой m-й ракеты (дальности , доплеровские частоты и угловые скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» , с выхода только одного ОФ из их матрицы-столбца, в котором динамический эталон по критерию хи-квадрат Пирсона будет наилучшим образом соответствовать реальному количеству отделившихся и разрешаемых управляемых ракет на входе блока 2 оценок. Таким образом, оценки , и формируются на выходе блока 6 выбора оценок только после принятия решения об истинности гипотезы Г_m(m=1,М).

Кроме того, значение величины поступает на вход формирователя 7 признака отделения ракет, на выходе которого в случае формируется признак Пр^(p) отделения ракет(ы) от пилотируемой ВЦ, в противном случае (при ) формируется признак Пр⁽⁰⁾ неотделения ракет(ы).

Оценки с выхода блока 6 выбора оценок поступают на вход блока 8 определения направления полета каждой -й отделившейся УР класса «воздух-воздух».

Известно [3], что на участке самонаведения УР класса «воздух-воздух» на ВЦ реализуется метод пропорционального наведения, при котором угловая скорость вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» стремится к нулю или к постоянному априорно заданному значению. Поэтому, сравнивая получаемые оценки с их пороговым значением ω_пор, постоянным для всех отделившихся УР, можно оценить направление полета отделившейся УР по принципу «ракета находится на участке самонаведения и наводится на поражаемую ВЦ («на меня») - ракета не наводится на поражаемую ВЦ («не на меня»)».

Такая оценка направления полета УР в предлагаемом способе осуществляется в блоке 8. При выполнении условия (9) принимается решение о том, что данная ракета находится на участке самонаведения и наводится на поражаемую ею ВЦ («на меня»). В этом случае на выходе блока 8 формируется признак П_рm ^(ц), в противном случае (при не выполнении условия (9)) принимается решение о том, что ракета не наводится на поражаемую ВЦ («не на меня») и на выходе блока 8 формируется признак П_рm ⁽⁰⁾.

Признак П_рm ^(ц) поступает на вход вычислителя (9), в котором в соответствии с выражением (10) (в случае наведения -й ракеты на поражаемую ВЦ) на основе оценок , и , поступающих на вход вычислителя 9 с выхода блока 6 выбора оценок, вычисляется временя t_m(k+1), оставшееся до точки встречи -й ракеты с поражаемой ВЦ. При формировании признака П_рm ⁽⁰⁾ вычисление величины времени t_m(k+1) не производится.

Для оценки работоспособности предлагаемого способа были произведены расчеты и математическое моделирование работы алгоритма, выполненного по предлагаемому способу при следующих исходных данных:

эффективная площадь рассеивания (ЭПР) ракет средней и большой дальности пуска составляла 0,15 м²;

в станции сопровождения цели реализована узкополосная доплеровская фильтрация со временем когерентного накопления сигнала, равным 100 мс;

на вход алгоритма подавались реальные радиолокационные сигналы, отраженные от пилотируемой ВЦ и двух отделившихся от нее УР класса «воздух-воздух» (сигналы были зарегистрированы с помощью бортового регистратора);

динамические эталоны (модели), принятые при фильтрации в каждом оптимальном фильтре ОФ_ц и ОФ_m (в матрице-столбце), представляли собой линейные стохастические дифференциальные уравнения, структуры и численные значения параметров модели определялись на основе анализа траекторных статистических характеристик радиолокационных сигналов, отраженных от реальных пилотируемых ВЦ и отделившихся от них УР, при этом неадекватность по траекторным статистическим характеристикам моделей реальному полету пилотируемой ВЦ и УР не превышала 12%.

В результате расчетов и моделирования при отношениях сигнал/шум 14-24 дБ получены следующие обобщенные характеристики алгоритма, реализующего предлагаемый способ:

точность сопровождения (СКО оценки) пилотируемой ВЦ по дальности 7-15 м, по доплеровской частоте - 0,4-1,6 Гц;

дальность определения факта пуска ракет(ы) - не менее 0,3 от дальности обнаружения ее носителя;

вероятность ошибки распознавания количества отделившихся ракет на этапе их сопровождения - не более 0,005;

вероятность правильного определения направления полета ракеты - не менее 0,8 при условии, что время распознавания составляет не менее 3,5 с.

Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит наряду с сопровождением пилотируемой ВЦ по дальности и доплеровской частоте дополнительно сопровождать (по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель») и распознавать состояние (определение факта отделения ракет, их количества, направление полета каждой УР и времени, оставшегося до точки встречи ракеты с поражаемой целью, на которой установлена станция сопровождения цели и отделившихся от нее УР) отделившихся от нее УР класса «воздух-воздух».

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Зингер Р.А. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью // Зарубежная радиоэлектроника. - 1971. - №8. (аналог).

2. Казаринов Ю.М., Соколов А.И., Юрченко Ю.С. Проектирование устройств фильтрации радиосигналов. - Л.: изд. Ленинградского университета, 1985, с.150-151 (прототип).

3. Меркулов В.И., Лепин В.Н. Авиационные системы радиоуправления. Часть 1. Теоретические основы синтеза и анализа авиационных систем радиоуправления. Часть 2. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1996.

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано для сопровождения пилотируемой воздушной цели (ВЦ) и отделившихся от нее управляемых ракет (УР) класса «воздух-воздух». Способ заключается в параллельном сопровождении на основе процедуры оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации пилотируемой ВЦ, а также в каждом оптимальном фильтре их матрицы-столбца отделившихся от пилотируемой ВЦ ракет, разрешаемых по дальности, доплеровской частоте, обусловленной скоростью сближения каждой отделившейся УР со станцией ее сопровождения, и угловых скоростей вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», на которой находится станция сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет, распознавании факта отделения УР класса «воздух-воздух» и их количества по критерию хи-квадрат Пирсона, направления полета каждой отделившейся УР и определении времени, оставшегося до точки встречи УР поражаемой ВЦ, на которой установлена станция сопровождения цели и отделившихся от нее УР. При этом оценка формируется только после принятия решения относительно количества отделившихся и разрешаемых управляемых ракет по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель». Достигаемый технический результат - расширение функциональных возможностей по распознаванию состояния отделившихся УР. 1 ил.

Способ сопровождения пилотируемой воздушной цели, заключающийся в вычислении при сопровождении пилотируемой воздушной цели процедуры оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой выражениями






где k=0,1,… - номер такта работы фильтра;
P^-(k+1) и P(k+1) - ковариационные матрицы ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;
Ф(k) - переходная матрица состояния;
Q(k+1) и R(k+1) - ковариационные матрицы шумов возбуждения и наблюдения соответственно;
K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;
I - единичная матрица;
(k) и (k+1) - вектор текущих и экстраполированных оценок дальности до цели и доплеровской частоты, обусловленной скоростью сближения воздушной цели с носителем станции ее сопровождения;
H(k) - матрица наблюдения;
Y(k) - вектор наблюдения отсчетов дальности и доплеровской частоты;
Z(k+1) - матрица невязок измерения;
Ψ(k+1) - матрица априорных ошибок фильтрации;
"-1" - операция вычисления обратной матрицы;
"т" - операция транспонирования матрицы, отличающийся тем, что процедура оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемая выражениями (1)-(6), осуществляется в параллельных оптимальных фильтрах сопровождения пилотируемой воздушной цели, являющейся носителем управляемых ракет класса «воздух-воздух», в каждом оптимальном фильтре ОФ_m их матрицы-столбце получают текущие и экстраполированные оценки дальностей (k+1) между каждой отделившейся ракетой и станцией ее сопровождения, доплеровских частот (k+1), обусловленных скоростями сближения каждой отделившейся ракеты со станцией ее сопровождения, и угловых скоростей (k+1) вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», на которой находится станция сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет, где m=1,М; М - максимальное количество разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет, отделившихся от их носителя - пилотируемой воздушной цели, при различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом ОФ_m, относительно количества m разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» ракет, отделившихся от их носителя - пилотируемой воздушной цели, при этом по строкам матрицы-столбца оптимальных фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно количества m разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» ракет, отделившихся от их носителя - пилотируемой воздушной цели, для каждого оптимального фильтра их матрицы-столбца производится вычисление соответствующих значений l_m ²(k+1) в соответствии с выражением

осуществляется сравнение полученных величин l_m ²(k+1) с соответствующими значениями χ² _гpm(m,Р_ош)

где Р_ош - вероятность ошибки в том, что правильная гипотеза относительно количества m отделившихся и разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» управляемых ракет будет отвергнута, определяется максимальный номер строки матрицы оптимальных фильтров, где находится оптимальный фильтр, для которого выполняется условие (8), что соответствует факту отделения ракет от их носителя и оценке количества отделившихся ракет, разрешаемых по дальности, доплеровской частоте и угловой скорости вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель», на основе значения осуществляется выбор оценок дальностей между каждой отделившейся ракетой и поражаемой целью со станцией сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет, доплеровских частот, обусловленных скоростью сближения каждой отделившейся ракеты с поражаемой целью, и угловых скоростей вращения линий визирования «ракета-поражаемая цель» с выхода только одного ОФ из их матрицы-столбца, а также формируется признак Пр^(p) отделения ракет(ы) от пилотируемой воздушной цели, в противном случае при =0 формируется признак Пр⁽⁰⁾ неотделения ракет(ы) от пилотируемой воздушной цели, для каждой отделившейся от носителя ракеты сравнивается оценка угловой скорости (k+1) вращения линии визирования «ракета-поражаемая цель» с ее постоянным пороговым значением ω_пор, одинаковым для всех фильтров их матрицы-столбца

при выполнении условия (9) принимается решение о наведении данной ракеты на поражаемую цель, формируется признак П_рm ^(ц) и вычисляется время t_m, оставшееся до точки встречи данной ракеты с поражаемой целью в соответствии с выражением

где λ - длина волны станции сопровождения пилотируемой воздушной цели и отделившихся от нее ракет,
при не выполнении условия (9) принимается решение о ненаведении данной ракеты на поражаемую цель, формируется признак П_рm ⁽⁰⁾ и время, оставшееся до точки встречи данной ракеты с поражаемой целью, не вычисляется.