CC BY
23
INVESTIGATION OF THE POSSIBILITIES OF BUILDING RADAR ON UNMANNED AERIAL VEHICLES
E.A. Makaretsky, K.G. Korneev
The problems of creating radar systems based on groups of unmanned aerial vehicles are considered. The analysis of the possibilities of creating coherent and incoherent multi-position radars is carried out, the advantages and disadvantages of various options are established. The conclusion about the prospects of developing incoherent multi-position radars based on a swarm of UAVS is substantiated.
Key words: radar system, unmanned aerial vehicle, aircraft apparatus.
Makaretskiy Eugene Alexandrovich, doctor of technical science, professor, makaretsky@ mail.ru, Russia, Tula, Tula State University,
Korneev Konstantin Glebovich, postgraduate, [email protected], Russia, Tula, Tula State University
УДК 531.57; 623.53
DOI: 10.24412/2071-6168-2022-4-177-185
КОМБИНИРОВАННАЯ МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ВНУТРЕННЕЙ И ПРОМЕЖУТОЧНОЙ БАЛЛИСТИКИ АВИАЦИОННОГО АРТИЛЛЕРИЙСКОГО ОРУЖИЯ
А.Б. Бабаджанов, И.А. Подкопаев, А.В. Подкопаев, В.И. Должиков
Представлена количественная модель идентификации внутрибаллистических параметров артиллерийского выстрела и имитации условий истечения пороховых газов (далее - газы) из канала малокалиберного артиллерийского ствола (далее - ствол). Осуществлена проверка адекватности, рассмотрен вариант практической реализации синтезированной модели.
Ключевые слова: температурное поле ствола, параметры состояния газов, характеристики и условия заряжания.
Одно из главных достижений современного периода среднего машиностроения состоит в том, что артиллерийская наука достигла такого уровня развития, который позволяет на основе всесторонне проверенных теорией методов и отработанных практикой методик разрабатывать и модернизировать скорострельные артиллерийские автоматы с высоким темпом стрельбы (максимальным для образцов авиационного артиллерийского оружия (ААО)), при сравнительно небольшом весе и габаритах. В настоящее время в условиях достижения апогея конструктивного совершенства известных образцов скорострельных пушек, основное внимание уделяется исследованиям режимов их огневой эксплуатации, в числе прочего представляющих важнейшие характеристики, определяющие количественные показатели результативности автоматических орудий [1-3].
Важные мероприятия обеспечения качества функционирования ААО, проводимые ведущими научными и научно-производственными организациями страны, несомненно, доставляют требуемый результат. Однако все известные научно-технические решения в предметной области не снимают проблему максимального использования конструктивных достоинств ААО. К существенным факторам, ограничивающим технические возможности ААО, относят термопластические нагрузки ствола.
177
Исследования ААО как импульсных тепловых машин военного назначения диктуют объективную необходимость максимально точного определения температурного поля ствола, что, в свою очередь, обусловливает стремление максимального объединения достоинств традиционных и новых подходов к получению результатов решения основной задачи внутренней баллистики (ОЗВБ) и периода последействия в теплофизиче-ских постановках.
Прямая ОЗВБ и задача промежуточной баллистики имеют важное значение для решения ряда практических приложений задачи теплообмена. К ним относятся: оценка износа канала ствола в зависимости от нагрева; анализ термопрочности материала ствола; анализ условий ведения снаряда по каналу ствола и экстракции гильзы при выстреле; оценка эффективности теплозащитных средств и различных способов и методов искусственного охлаждения стволов; определение безопасности системы по самосрабатыванию термонагруженного патрона, сохранению работоспособности взрывателей и т. д.
Внедрение в практику решения задач пиростатики и термогазодинамики мощных вычислителей позволяет получать ожидаемые результаты практически с любой точностью. Наряду с полнотой формализации явления выстрела, достоверность результатов будет определяться точностью компиляции исходных данных и оптимизацией вычислительных процессов [4].
Итак, на начальном этапе моделирования теплофизического нагружения ствола необходимо определение температуры газов в канале ствола Т. Другими факторами, существенно влияющими на интенсивность теплопередачи в каналах кольцевого сечения, являются распределения скорости V и давления р газов в канале по длине ствола I и времени ^ [5-7].
Расчет параметров внутрибаллистических параметров выстрела и условий истечения газов из канала ствола проводится применением сочетаний достоинств аналитического метода решения ОЗВБ профессора Н. Ф. Дроздова [6], на определенном этапе дающего решение ОЗВБ в виде конечных формул и численного метода решения ОЗВБ профессора Б. В. Орлова [7].
При расчетах принимаются следующие допущения, относящиеся к основным допущениям пиростатики и термогазодинамики:
- горение пороха происходит по геометрическому закону;
- снаряд находится на месте до достижения давления форсирования ро и предварительный период выстрела принимается пиростатическим;
- перераспределением газовых слоев, участвующих в движении, пренебрегают, при каждом положении снаряда в канале ствола газопороховая смесь распределена равномерно по всему пространству от дна канала ствола до дна снаряда;
- давление газов в канале ствола р, соответствующему среднему значению, большему, чем давление на дно снаряда, но меньшему давления на дно каморы;
- состав продуктов горения не меняется, и значения силы пороха /, коволюма а, показателя адиабаты газов к постоянны;
- работы, совершаемые газами при выстреле, пропорциональны главной работе поступательного движения снаряда, и учитываются коэффициентом фиктивности массы снаряда ф по известным зависимостям;
- потери энергии газов на нагрев стенки канала ствола учитываются косвенным путем, уменьшением силы пороха /;
- прохождение газов через зазоры между ведущим пояском и каналом ствола отсутствует.
Применительно к рассматриваемым схемам горения пороха и движения снаряда (газов), после дополнительных преобразований, сгруппированная частная математическая модель внутренней баллистики ААО представлена системой уравнений:
сЪ щ р Ж в1 3 к '
ь = %г(1 + Ъг + цг2); о = 1 + Иг + 2;
аь
— = хо;
аг
ра су а
— = яр; — = у ; g а а
рз(!у +!) + у 2 ((к -1) = /гащ 2 g
! = 1
у я
W
га
кам -Т(1 -Ь) - аУга
о
= 1 -
В(к -1)
2
(1)
(ьо + ХО0х + Х^ )
где 2 - относительная толщина пороха; т - скорость горения пороха при технической атмосфере, м/с; е1- половина толщины пороха, м; Л - импульс давления газов, кг/м2с; ь - относительная часть сгоревшего пороха; х, Ъ, ц - характеристики формы пороха; о -относительная поверхность пороха; а - вес снаряда, Н; g - ускорение свободного падения тела, м/с2; я - площадь поперечного сечения канала ствола, включая нарезы, м2; !у -приведенная длина свободного объема каморы к моменту сгорания в ней части заряда Ь; га - вес заряда, Н; Wкам - объем каморы, м3; 5 - плотность пороха, кг/м3; Тг - температура горения пороха, К; В - параметр условий заряжания Дроздова; х - относительная толщина пороха, сгоревшего от начала движения снаряда (газов); ьо - относительная часть пороха, сгоревшего к началу движения снаряда (газов); оо - относительная поверхность пороха, сгоревшего к началу движения снаряда (газов).
При заданных конструктивных характеристиках и условиях заряжания ААО система уравнений (1) имеет единственно существующее решение при начальных условиях: р = ро, ь = Ьо, у (¿о) = 0, !(/о) = 0, Iо = 0.
Предлагаемый подход решения ОЗВБ заключается в следующем. По значению относительной части сгоревшего пороха ь, как независимой переменной в уравнении Резаля системы уравнений (1), для каждого шага интегрирования методом квадратичной интерполяции [8] извлекается текущее значение давления газов в канале ствола р, а по нему рассчитываются другие внутрибаллистические параметры выстрела. Образованный подход достаточно простой, а различные вариации уравнений, входящих в систему (1), известны. Однако сопряжение внутрибаллистической модели с блоками проверки соответствующих условий расчетных программ и получение достоверных результатов несколько затруднено. Затруднения связаны с ограниченными возможностями достоверного комплексирования исходных данных при отладке участков-калькуляторов программ на вычислителях с посредственными характеристиками. Недостаточная формализуемость физического закона горения пороха при использовании как математических методов дедукции из аксиом - от общего к частному, так и эвристических методов индукции - от частного к общему, сводится к многократным интерполяциям процесса горения пороха, компенсирующих недостатки геометрического закона горения порохов. Перечисленные обстоятельства ставят точность результата решения ОЗВБ в зависимость от мастерства программиста.
Таким образом, система уравнений (1) моделирует процессы движения снаряда (газов) в канале ствола и изменения температуры газов Т при выстреле в зависимости от геометрии пороха. В результате параметризации быстропротекающих процессов внутренней баллистики формируются начальные условия, которые применяются для
2
х
дальнейших расчетов периода последействия. Так, значение температуры газов в канале ствола Т, рассчитанные к окончанию второго периода выстрела, отождествляется в начальных расчетах процесса истечения газов из ствола с температурой газов у дульного среза Тд.
После прохождения снарядом дульного среза газы свободно истекают в атмосферу и их параметры в канале ствола стремительно падают до атмосферных значений с продолжением процесса теплоотдачи. На результат выстрела теплоотдача газов в периоде последействия существенного влияния не оказывает, но приводит к дальнейшему нагреву ствола, особенно его дульной части. Следовательно, для моделирования нестационарного температурного поля ствола требуется решение задачи промежуточной баллистики, по разным источникам имеющей либо самостоятельное значение, либо позиционируемой разделом внутренней баллистики.
В любом случае сущность задачи промежуточной баллистики аналогична содержанию ОЗВБ, но с решениями движения снаряда в области газов, вытекающих из ствола. В совершенном виде модель периода последействия шире задачи истечения газов из канала ствола и включает определение давления газов на дно канала ствола и снаряда и закона распределения параметров состояния газов по длине ствола I. Рациональным ограничением пределов исследования, задача промежуточной баллистики решена приближенно, с принятием типовых допущений:
- подчинении моделируемого процесса уравнению состояния идеального газа;
- квазистационарности истечения газов из канала ствола;
- постоянстве и равенстве среднему значению параметров состояния газов внутри канала по длине ствола I.
Возможность применения гипотезы осреднения параметров состояния газов внутри канала ствола при расчетах теплообмена обусловливается следующими физическими основами процесса:
- значение давления газов в канале ствола р равно нескольким сотням атмосфер, поэтому пренебрежение влиянием коволюма газов а допустимо;
- истечение газов в периоде последействия происходит из постоянного объем канала ствола Ж;
- отвод тепла и энергии от ствола происходит движением газов в атмосферу и непосредственным теплообменом со стенками ствола.
В связи с не всегда установленной определенностью явлений промежуточной баллистики, истинное определение самих переменных состояния системы в однообразной постановке представляет некоторые трудности и может быть связано со значительными ошибками. В качестве характерного примера можно привести наличие так называемых колебательной, инерционной и основной фаз периода последействия, которые показывают соотношения между параметрами состояния газов у дульного среза [5, 6]. Однако ряд допущений, а особенно допущение о мгновенности протекания колебательной фазы, по-прежнему аргументируют тезисы квазистационарности процесса истечения газов из ствола и косвенного учета теплоотдачи в периоде последействия.
Период промежуточной баллистики включает в себя стадии истечения газов со звуковой скоростью и истечения газов со скоростью меньше звуковой (полная релаксация газового потока), оцениваемые величиной £ отношения давления воздуха рв к дульному давлению газов рд и критическим значением указанного отношения давлений ^кр. В текущее время выхода газов из ствола (трубы определенного диаметра), отношение давлений £ = рв /рд < Скр ~ 0,5 [9]. Это означает, что истечение газов начинается при звуковой скорости. Поскольку темп стрельбы высок, то при производстве очереди выстрелов полного истечения газов из ствола не происходит и поэтому в начале следующего выстрела на дульном срезе £ < Скр. Истечение газов достигает дозвукового режима исключительно при прерывании очереди выстрелов.
В целях определения времени периода последействия ^ рассмотрено уравнение материального баланса применительно к периоду истечения газов из ствола
- dmn = Gndtn, (2)
где mn - масса газов в канале ствола в периоде последействия, кг; Gn - массовый расход газов в периоде последействия, кг/ч.
Так как анализируется процесс стрельбы очередями, на протяжении которого сохраняется условие Z < Скр, значение массового расхода газов в периоде последействия определено из выражения [10]
Gn = J 2-^PL Г_П (3)
п \| k +1 w [ k +1J
где w -удельный объем газов в канале ствола, м3/кг.
В формуле (3) закон изменения давления газов в канале ствола в периоде последействия аппроксимируется формулой Е. Л. Бравина в виде экспоненты
Рп = Рде-V . (4)
Выражение для показателя интенсивности истечения газов в периоде последействия, включенного в формулу (4), установлено Е. Л. Бравиным через значения давления p и скорости v газов в канале ствола, вычисленные по результатам решения ОЗВБ для времени прохождения снарядом (газами) дульного среза ta - через дульные давление рд и скорость vд газов
п (Рп - 0,5)rnva
где Рп - эмпирический коэффициент полного действия массы газов на ствол (при значениях дульной скорости газов vд < 1000 м/с, Рп ~ 1300/va).
Заменой в выражении (3) величины w на отношение температуры Тп к давлению Рп газов в канале ствола в периоде последействия, с учетом газовой постоянной смеси газов R, (РТп) /рп, после преобразований получено обобщенное выражение
I -2-
оп = s-p^h-t- f-^-]k-i = sv-^. (5)
п 4кТЛ\ k+1 [k+1J Л/R2п
В свою очередь, масса газов в канале ствола в периоде последействия представлена в очевидном виде
тп = W / w,
откуда
W
dmu =--2 dw. (6)
w2
С учетом адиабатности моделируемого процесса (pпwk = const), внесены производные
dw = -wdp-. (7)
kPu К ;
В результате подстановки формул (5) - (7) в уравнение материального баланса
(2), исходное уравнение (2) преобразовано к виду
W -dpn = dtn. (8)
kPnw VRTh
Применением формулы следствия уравнения состояния [11]
k-1
Т Т
( X Рп
[ Рд J
k
зависимость (8) приведена к виду
W dp
dtn =- ■
Рп
Рп (9)
,рд.
Интегрированием выражения (9) в пределах значений от дульного давления газов рд до давления газов в канале ствола в периоде последействия рп, окончательно получено время истечения газов в периоде последействия
к-1
tn =
W 2
k -1
' Рд Y k
Рп
-1
(10)
Среднее значение температуры газов в канале ствола в периоде последействия Тп следует из физического условия равенства внутренней энергии газов, которой они обладали в момент вылета снаряда из ствола, и тем количеством тепла, которое ушло в атмосферу вместе с газами за время периода последействия
ЮС^Тд = ЮСр^ (11)
где Cw и Cp - коэффициенты удельных теплоемкостей газов при, соответственно, w = const и p = const, Дж/(кгК).
На основании равенства (11) представлена формула
сР Тд
Тп = -РТд = -д, (12)
cw k
которая удостоверяет факт того, что температура газов в канале ствола в периоде последействия Тп в k-раз меньше начальной для промежуточной баллистики температуры газов у дульного среза Тд.
Дополнения системы уравнений (1) граничными условиями вида (10), связью (12) и наложение на систему уравнений (1) дополнительных ограничений вида e1(dz/dt) = 0 с исключением из системы уравнений (1) уравнения движения снаряда, составляют организационно-содержатель-ную часть комбинированной математической модели внутренней и промежуточной баллистики ААО.
Результаты совместного решения системы уравнений (1) и выражений (10), (12) для 30-ти миллиметровой пушки ГШ-301 показаны на рисунке. Самая легкая в мире 30-ти миллиметровая пушка ГШ-301 с уникальной одноствольной схемой автоматики, стоящая на вооружении большей части современных, а также планирующаяся на оснащение перспективных комплексов авиационного вооружения, при самой большой для 30-ти миллиметровых пушек скорострельности на один ствол, обеспечивает режимы стрельбы с максимальной тепловой нагрузкой ствола.
Крутая часть графика, представленного на рисунке, соответствует текущей температуре газов в канале ствола Т в периодах выстрела, изменяющейся от температуры горения пороха Тг до температуры газов у дульного среза Тд, а пологая - температуре газов в периоде последействия Тп.
Проверка корректности моделирования предмета исследований выполнена путем сравнения численного решения задачи с известными и наиболее удачными решениями, полученными другими авторами [5, 7].
Подтвердились положения работы [5] о соотношении между температурой горения пороха и дульной температурой газов Тд = (0,6...0,7) Тг. По результатам расчета Тд ~ 0,6Тг - крутая часть графика, представленного на рисунке.
Получено совпадение с работой [7] результатов в определении времени периода последействия
k < 0,1с;
К *
T, к 2600
2400
2200
2000
1800
1600
1400
0.001 0.006 0.011 0.016 0.021 t, С
Зависимость температуры газов от времени при выстреле из пушки ГШ-301
По результатам расчета tn = 6,2^ - пологая часть графика, показанного на рисунке. Несколько большее значение времени периода последействия tn объясняется допущением о адиабатности моделируемых газодинамических процессов (рпМк = const), принятом для вывода уравнения (10), при фактическом наличии взаимодействия газов с окружающей средой в заключительной фазе выстрела.
Недостаток полученного неполного совпадения очевиден, однако в практических приложениях увеличение времени действий газов восполняет известную [6, 7] за-ниженность результатов вычислений температуры газов в канале ствола T по зависимости, следующей крайней в системе уравнений (1), и исключает необходимость итерационного подбора значений импульса давления газов /к в строну увеличения. Вместе с тем появляется возможность элиминирования схематизации указанных выше фаз периода последействия, в которой дополнительно применяется ряд приближений, не приводящих к значительному сокращению объема вычислений.
Таким образом, предлагаемый инструментарий позволяет с достаточной точностью описывать изменения в состоянии газов и использовать действительные значения параметров внутренней и промежуточной баллистики в качестве входных данных для вычисления теплофизических параметров функционирования ААО.
Список литературы
1. Игнатов А.В., Нечепуренко Ю.Г., Танаев В.П., Зыков С.М., Исаева Э.С. Определение скорострельности пушечной установки комплекса вооружения. Оптимизации длины очередей // Современное состояние и перспективы развития авиационного вооружения: сб. науч. ст. по материалам VII Международной НПК «Академические Жуковские чтения» (20-21 ноября 2019 г.) / ВУНЦ ВВС «ВВА». Воронеж, 2019. С. 158 - 162.
2. Игнатов А.В., Кондратьев А.Г., Танаев В.П., Зыков С.М., Танаев Д.В. К вопросу оптимизации длины очереди при стрельбе из пушечной установки боевой машины // Актуальные вопросы состояния, развития и эксплуатации авиационного вооружения: сб. науч. ст. по материалам III Всероссийской НПК «Калибр» (27-28 февраля 2020 г.) / ВУНЦ ВВС «ВВА». Воронеж, 2020. С. 203 - 207.
3. Подкопаев А.В., Подкопаев И.А. Детерминированно-вероятност-ная параметризация процессов безопасного функционирования авиационного артиллерийского оружия // Известия Тульского государственного университета. Технические науки. 2020. Вып. 7. С. 278 - 285.
к
1 1
\
\ \
1
1
»
\
\ \
\
\ 1
4. Семенов И.В., Уткин П.С., Ахмедьянов И.Ф. Применение многопроцессорной вычислительной техники для решения задач внутренней баллистики // Вычислительные методы и программирование. 2011. Т. 12. С. 183 - 193.
5. Миропольский Ф.П., Морозов А.А., Пырьев Е.В. Баллистика авиационных средств поражения. Ч. 1. Внутренняя баллистика ствольных систем и ракетные двигатели твердого топлива / под ред. Ф.П. Миропольского. М.: Изд-во ВВИА имени проф. Н Е. Жуковского, 2008. 255 с.
6. Серебряков М.Е. Внутренняя баллистика ствольных систем и пороховых ракет. М.: Оборонгиз, 1962. 703 с.
7. Проектирование ракетных и ствольных систем / под ред. Б.В. Орлова. M.: Машиностроение, 1974. 828 с.
8. Корн Г., Корн Т. Справочник по математике (для научных работников и инженеров). М.: Наука, 1984. 832 с.
9. Задачник по технической термодинамике и теории тепломассообмена / В.Н. Афанасьев [и др.]; под общ. ред. В.И. Крутова, Г.Б. Петражицкого. СПб.: БВХ-Петербург, 2011. 384 с.
10. Алферов В.В. Конструкция и расчет автоматического оружия. М.: Машиностроение, 1977. 248 с.
11. Яворский Б. М., Детлаф А. А. Справочник по физике. Для инженеров и студентов. М.: Наука, 1971. 940 с.
Бабаджанов Азизулло Бахшиллоевич, адъюнкт, azizullobabadzanov@,mail. ru, Россия, Воронеж, Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж),
Подкопаев Илья Александрович, адъюнкт, [email protected], Россия, Воронеж, Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж),
Подкопаев Александр Владимирович, канд. техн. наук, доц., профессор кафедры, [email protected], Россия, Воронеж, Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю. А. Гагарина» (г. Воронеж),
Должиков Василий Иванович, канд. техн. наук, доц., начальник кафедры, Link707@,mail.ru, Россия, Воронеж, Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)
COMBINED MATHEMATICAL MODEL OF INTERNAL AND INTERMEDIATE BALLISTICS OF AVIATION ARTILLERY WEAPONS
A.B. Babadzanov, I.A. Podkopaev, A. V. Podkopaev, V.I. Dolzhikov
A quantitative model is presented for identifying the intraballistic parameters of an artillery shot and simulating the conditions for the outflow of powder gases (hereinafter referred to as gases) from the channel of a small-caliber artillery barrel (hereinafter referred to as the barrel). The verification of the adequacy is carried out, a variant of the practical implementation of the synthesized model is considered.
Key words: temperature field of the barrel, parameters of the state of gases, characteristics and conditions of loading.
Babadzanov Azizullo Bakhshilloevich, adjunct, [email protected], Russia, Voronezh, Air Force Military educational and scientific center «Air Force academy named after professor N.E. Zhukovsky and Y.A. Gagarin» (Voronezh),
Podkopaev Ilya Aleksandrovich, adjunct, [email protected], Russia, Voronezh, Air Force Military educational and scientific center «Air Force academy named after professor N.E. Zhukovsky and Y.A. Gagarin» (Voronezh),
Podkopaev Aleksandr Vladimirovich, candidate of technical sciences, docent, professor of chair, [email protected], Russia, Voronezh, Air Force Military educational and scientific center «Air Force academy named after professor N.E. Zhukovsky and Y.A. Gagarin» (Voronezh),
Dolzhikov Vasily Ivanovich, candidate of technical sciences, docent, head of chair, Link707@,mail.ru, Russia, Voronezh, Air Force Military educational and scientific center «Air Force academy named after professor N.E. Zhukovsky and Y.A. Gagarin» (Voronezh)
УДК 629.78
DOI: 10.24412/2071-6168-2022-4-185-193
АЛГОРИТМ УТОЧНЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО ОБЪЕКТА С ДВИГАТЕЛЕМ МАЛОЙ ТЯГИ
А.А. Глущенко, В.П. Хохлов
Рассмотрен алгоритм решения задачи идентификации маневра и уточнения параметров движения низкоорбитального космического объекта с двигателем малой тяги на основе обработки радиолокационных измерений. Использованный численно-аналитический подход позволяет снизить вычислительные затраты и повысить оперативность решения задачи оценки параметров движения космического объекта после проведения маневра. Приведены результаты использования алгоритма применительно к низкоорбитальным космическим объектам, находящимся на околокруговых орбитах.
Ключевые слова: космический объект, параметры орбиты, маневр, двигатель малой тяги, радиолокационные измерения.
Введение. В условиях возрастающей активности космической деятельности ведущих государств, приводящей к увеличению динамики изменения обстановки в околоземном космическом пространстве (ОКП), все большую актуальность приобретает задача получения данных о параметрах движения космических объектов (КО). Результативность ее решения в значительной мере определяет качество решения других задач, в числе которых задачи оценки опасных сближений КО. В настоящее время основной вклад в решение этих задач вносит сеть территориально распределенных радиолокационных средства (РЛС) мониторинга ОКП.
В процессе мониторинга ОКП решается две основные задачи: обнаружение КО и их сопровождение с целью поддержания необходимой точности параметров орбит. Основной проблемой при сопровождении КО являются непрогнозируемые изменения параметров их движения, вызванные выполнением с использованием двигателей большой и малой тяги маневров, которые могут послужить причиной срыва их сопровождения. В этой связи сопровождение маневрирующих КО является сложной задачей, поскольку в большинстве случаев априорные данные о параметрах маневров отсутствуют.
185
