CC BY
1198
УДК 629.7.058.53
В.А. Голубенко, А.А. Кучин, Ю.В. Нечаев, А.А. Филонов
МЕТОДЫ САМОНАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ КЛАССА «ВОЗДУХ-ВОЗДУХ» ДЛЯ СОВМЕСТНОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ НА ЭЛЕМЕНТ ГРУППОВОЙ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ И ТРЕБУЕМЫХ УСЛОВИЙ РАДИОЛОКАЦИОННОГО НАБЛЮДЕНИЯ СИГНАЛОВ В АКТИВНОЙ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ ГОЛОВКЕ САМОНАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ*
В общем случае под методом самонаведения управляемой ракеты (УР) понимается [1] закон формирования требуемой фазовой траектории, наведение по которой позволит ракетой поразить ВЦ.
Наиболее широко применяемым методом самонаведения УР с активной радиолокационной головкой самонаведения (АРГС) класса «воздух-воздух» на разрешаемые по угловым координатам воздушные цели (ВЦ) является метод пропор-[1].
Перспективным приемом применения УР класса «воздух-воздух» по групповой воздушной цели (ГВЦ) является практически одновременное наведение нескольких пущенных с борта истребителя ракет на несколько целей по заданному . -цию ВЦ в группе, подразумевающую в дальнейшем их разрешение и распознава-.
Метод пропорционального наведения может быть использован в ситуации неразрешения элементов ГВЦ по угловым координатам, когда все они на больших и средних дальностях будут находиться в главном луче диаграммы направленности антенны (ДНА) АРГС [2]. При этом в АРГС ракеты ГВЦ будет наблюдаться как , . применении узкополосной доплеровской фильтрации (УДФ) отраженных сигналов в скоростном канале АРГС разрешение элементов ГВЦ в принципе возможно за счет влияния траекторных скоростных и угловых флюктуаций ведомых самолетов , -ров боевых порядков (БП) [2]. Однако, из-за имеющейся неоднозначности «гол-скорость (доплеровская частота)», на практике возникают ситуации, когда скоростные и угловые флюктуации целей в группе взаимно компенсируются, что приводит к неразрешению ВЦ по доплеровской частоте в АРГС ракеты.
Выходом из этого положения может быть применение оптимального метода , -ное разрешение целей в группе за счёт реализации режима синтезирования апертуры антенны [3]. Данный метод самонаведения считается оптимальным с точки зрения разрешения ВЦ в группе, но не всегда позволяет обеспечить минимальный промах ракеты при её наведении.
Распознавание типового состава ГВЦ в скоростном канале АРГС осуществляется на основе анализа взаимного частотного расположения сигналов отражённых от планера самолета (первичная модуляция) и вращающихся элементов его
Статья подготовлена в рамках выполнения исследований по гранту Президента РФ НШ-3.2008.10.
силовой установки (вторичная модуляция) [4]. При этом последние имеют ярко выраженную ракурсную зависимость. Для того чтобы в АРГС обеспечивались условия для радиолокационного наблюдения сигналов вторичной модуляции в интересах дальнейшего распознавания типа ВЦ, необходимо, чтобы УР находилась в так называемом конусе распознавания ВЦ, который характеризуется углом между направлением вектора скорости ВЦ и линией визирования «УР-ВЦ» соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Существует метод самонаведения УР для обеспечения в ее АРГС радиолокационного наблюдения сигналов вторичной модуляции под требуемым ракурсом [4]. Данный метод заключается во введении в контур самонаведения ракеты требуемого значения угловой скорости враще-
« - », . Вследствие этого вектор скорости ракеты поворачивается на угол, достаточный , -ния ВЦ и продолжила наведение в нём. Данный метод не является оптимальным, так как эмпирически считается, что угол поворота ракеты относительно базовой траектории полета в соответствии с методом пропорционального наведения меняется по законам, описываемым линейной функцией, квадратичной функцией и каноническим уравнением эллипса. Общий случай, или другие законы не рассматри-.
Поэтому возникает необходимость синтезировать 3 взаимосвязанных друг с другом оптимальных метода самонаведения УР, которые обеспечивали бы в её АРГС такие условия радиолокационного наблюдения отражённых от элементов , ,
♦ во-первых, совместное разрешение по доплеровской частоте ВЦ, находящихся на больших и средних дальностях в главном луче ДНА АРГС, и наблюдать сигналы вторичной модуляции под требуемым ракурсом в интересах последующего с помощью известных алгоритмов распознавания и целераспределения элементов ГВЦ между атакующими их ракетами по типовому составу целей в группе,
♦ во-вторых, только разрешение по доплеровской частоте ВЦ, находящихся на больших и средних дальностях в главном луче ДНА АРГС, когда состав ГВЦ однотипен и нет необходимости производить целераспределе-ние элементов ГВЦ между атакующими их ракетами по типовому составу целей в группе,
♦ в-третьих, только наблюдение сигналов вторичной модуляции под требуемым ракурсом в интересах последующего распознавания и целераспределения элементов ГВЦ между атакующими их ракетами по типовому составу целей в группе в ситуации, когда элементы ГВЦ разрешены по
.
Для нахождения оптимальных методов самонаведения УР с АРГС обеспечивающих минимальный среднеквадратический ее промах, при ограничении затрат энергии на управление, целесообразно воспользоваться локальным функционалом качества [1]. Его выбор обусловлен меньшим объемом требуемых математических , .
Локальный функционал качества имеет следующий вид [1]
I = му | [ - ху ]][хт - ху ] + |иг| (1)
при ограничениях на управляющие сигналы в виде условия
и] ()< идоп.] , (2)
где Му - операция условного математического ожидания;
Хт и Ху - п-мерные векторы требуемых и управляемых фазовых координат в текущие моменты времени 1;
К и О - матрицы штрафов на управление и на точность слежения соответст-
;
и - г-мерный (г < п) вектор сигналов управления;
и и идоч - мгновенные и допустимые значения каждого сигнала управления .
(1) -
персий ошибок управления и характеризует точность системы самонаведения ( ), , -мую на управление и характеризует экономичность ССН. Вес отдельных сигналов управления и определяется коэффициентами Ц матрицы штрафов на сигналы управления К, которые также назначаются с учетом важности этих сигналов [1].
Условие (2) означает, что мгновенные значения и каждого сигнала управления не должны превышать допустимого значения идоч.
Критерием решения задачи [1] будет минимум локального функционала каче-(1).
В интересах последующего синтеза оптимальных методов самонаведения УР, позволяющих создать условия как для разрешения по доплеровской частоте элементов ГВЦ в АРГС ракеты на основе создания эффекта синтезирования апертуры , -ной модуляции, сигналы которой наблюдаются под определённым ракурсом, необходимо дополнить известную [1] динамическую модель (ДМ) взаимного перемещения УР и ВЦ дифференциальными уравнениями, учитывающими непосредственное траекторное управление ракетой.
При дальнейшем рассмотрении методов самонаведения считается, что каналы управления ракетой идентичны и не влияют друг на друга, поэтому все зависимости будут приводиться применительно к горизонтальной плоскости управления (индекс «г») [1].
, -
обходимо наличие бокового (тангенциального) ускорения _|г УР, которое может быть обеспечено, например, за счет введения в контур управления ракеты допол-
,
линии визирования ю.т «УР - ГВЦ», определяемой, как [3]
где \ - рабочая длина волны АРГС;
РфдЧ - полоса пропускания узкополосного ФДЧ в АРГС УР;
АЬтт - требуемое минимальное линейное разрешение целей в группе.
В общем случае, при обеспечении требуемых условий наведения УР для последующего разрешения в её АРГС элементов ГВЦ по доплеровской частоте на основе эффекта синтезирования апертуры антенны необходимо, чтобы ракета вы-
подняла полёт с угловой скоростью вращения линии визирования «УР-ГВЦ», равной Ютл,
Для синтеза оптимального метода самонаведения УР, позволяющего выполнить данное требование, необходимо дополнить известную [1] ДМ дифференциальным уравнением
X
(О = о Ю,п (0) = ^-----РфДЧ (4)
2AL
Известно, что для того, чтобы в АРГС УР обеспечивались условия радиолокационного наблюдения сигналов вторичной модуляции в интересах дальнейшего распознавания типа ВЦ, необходимо, чтобы УР находилась в так называемом конусе распознавания ВЦ, который характеризуется углом между вектором скорости ВЦ и линией визирования «УР-ВЦ», в горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно (угол q на рисунке 1).
На рисунке 1 также обозначено:
V и Уц - векторы скоростей УР и ВЦ соответственно;
D - расстояние между УР и ВЦ;
Ют - угловая скорость вращения линии визирования «ракета-цель»;
- .
Из анализа рисунка 1 можно записать выражение для угловой скорости вращения линии визирования «УР-ВЦ» следующим образом
V sin q + Vp sin ф
Ю= ~Ъ " <5)
Выразив из формулы (5) угол qr и продифференцировав его по времени, получим
В(Ог - юр - V$p cosp2
VV 2 - (Da- V *)2
(6)
Используем следующее кинематическое дифференциальное уравнение для угловой скорости вращения линии визирования [1]
2 £) 1
=---------Ю---------7-, (7)
Рис. 1. Динамика перемещения УР и ВЦ при наведении ракеты под требуемым
ракурсом
в котором _|г (боковое ускорение УР) является параметром управления.
Подставив выражение (7) в (6), получим
или
где
CD =
& __ ЗщР + Урфг + J
q ^У 2 _ (dM_ у v-У (8)
q - CdD + Сффг + Сjjr, (9)
3юг
•JV _ (DM, _ Vф, )2 '
V
(10)
С
Vv5 _ (DM _ V9 )2
________1________
jr 7Vu _ (DM_ V9):
С -
(11)
(12)
ц
Из анализа формулы (9) следует вывод о том, что динамика изменения угла q, которая в свою очередь определяет условия радиолокационного наблюдения в интересах дальнейшего распознавания типа ВЦ по сигналам вторичной модуляции, зависит от параметра бокового управления jr УР.
Из формул (7) и (8) следует, что посредством управления угловой скоростью вращения линии визирования «УР-ВЦ» юг имеется возможность изменения ракурса
, q ( . 1).
Таким образом, выражения (3) и (8) свидетельствуют о том, что за счет
управления угловой скоростью вращения линии визирования «УР-ВЦ» юг могут быть созданы требуемые условия радиолокационного наблюдения в АРГС ракеты отражённых от ГВЦ сигналов для совместного разрешения целей в группе и наблюдения их под требуемым ракурсом.
В результате для оптимизации самонаведения УР в интересах создания условия для радиолокационного наблюдения в АРГС ракеты сигналов вторичной модуляции под требуемым ракурсом необходимо дополнить известную [1] ДМ, следующими дифференциальными уравнениями
q, - CdD + + Cjj q (0) - q.0, (13)
q,» - 0 &.«(0) - const, (14)
описывающими динамику изменения ракурса радиолокационного наблюдения отражённых от ГВЦ сигналов.
Полученные уравнения (4), (13) и (14) совместно с известной [1] ДМ позволяют определить обобщенную динамическую модель, являющуюся основой для синтеза оптимальных методов самонаведения УР, позволяющих обеспечить в её АРГС требуемые условия радиолокационного наблюдения отражённых от ГВЦ
сигналов в интересах последующего разрешения по доплеровскои частоте элементов ГВЦ и распознавания типа атакуемой ВЦ, как совместно, так и раздельно.
В общем виде динамическая модель при наведении _|-й ракеты на 1 -ю цель запишется в следующем виде
й = у + У,. +ду..+ду.
]1 г.р Ц .1 г. ]1 Ц .1
V!,jt — - ар j ap.ij - 0 AVP.Ji — AaP.iJ
Aa
p.ji
—ttp.. A„ ■■ — В„.. AVP ■■ + л /2^^
p.ji p.ji r p.ji p.ji у p.ji
P.ji^ P.ji ^)2.j
V4, — 0
AV„, — Aa„
Aa4.i — —аЦл A^.i — рЦл AV.i + V 2аш O 2.iпфи
Ъ.Л — юї +
/ л 1
D
\ J‘ J
Di (°) — D,o
V,(0) — v,.
(0) — a.]0 AVP ■■ (0) — AV..
P.ji v ' P.Ji0
Aa.]i(0) — Aa. j,, V.(0) — V.
Ц.Іv ' Ц.І0
AVni (0) — AV,., (15)
Aaf.,(0) — a«„.,0
Фг.іі (0) — ф.,.с
2 D,
D
D
(0) — Щ
г. Ji .0
jji (0) —J,,ji.0
(& — 0
Щм.п (0) — ■
A
2Ы-~Фт
q .. — CdD .. + С <& .. + С j ..
-* ?.. j i D j i фТ г. ji J ^ ‘". J1
q, *(0) — q
ji .0
1
q .» = 0 q ,„(°) =const
где Djj - расстояние между j ракетой и i целью;
Ур.л - радиальная скорость j ракеты при наведении на i цель;
УЦл - радиальная скорость i цели;
AVpj - флуктуационная составляющая радиальной скорости j ракеты при наведении на i цель;
V .i - i ;
j .ji - j i ;
.ji - j i ;
CDrji - угловая скорость вращения линии визирования «j ракета - i цель»;
.ji - j i ;
ДаЦо1 - радиальная флуктуационная составляющая ускорения j ракеты при наведении на i цель;
а .i - i ;
аР|1, и аЦл- коэффициенты, характеризующие спектральную плотность случайных изменений радиального ускорения | ракеты и 1 цели соответственно;
.|1 .1 - | 1 -;
. - дисперсия флуктуаций радиального ускорения | ракеты при наведении
1 ;
О2 . - дисперсия флуктуаций нормального ускорения 1 цели;
Пил и п>2| - формирующие белые гауссовские шумы с нулевым средним значением и единичной интенсивностью;
, Ц1 , - центрированные взаимонезависимые белые гауссовские
.| Фг.|
шумы с известными односторонними спектральными плотностями.
Юг.т.^ - требуемое значение угловой скорости вращения линии визирования «| ракета - 1 цель», позволяющее реализовать на борту | ракеты РСА антенны;
^.|1 - ракурс радиолокационного наблюдения отражённых от 1 цели сигналов вторичной модуляции в АРГС | ракеты;
qr.-r.ji - требуемое значение ракурса радиолокационного наблюдения отражённых от 1 цели сигналов в АРГС | ракеты, позволяющее применить алгоритмы распознавания типа атакуемой цели на основе эффекта вторичной модуляции.
Оценим далее возможность синтеза указанных выше методов самонаведения УР на основе приведённой обобщённой динамической модели (15), а также возможные пути упрощения процедуры синтеза.
Полученная обобщённая динамическая модель (15) обладает такими свойствами [1],
В общем случае синтез оптимальных ССН, заключающийся в получении оптимальных алгоритмов оценивания, идентификации и управления, является достаточно сложной и трудоёмкой задачей [1].
Для упрощения синтеза применяется фундаментальная теорема разделения или статистической эквивалентности, согласно которой для линейных моделей в условиях гауссовских возмущений при оптимизации систем по квадратичным функционалам качества алгоритмы оценивания и управления можно синтезировать раздельно [1, 3].
В этом случае алгоритм функционирования статистического регулятора, учитывающего влияние возмущений, будет статистически эквивалентен алгоритму функционирования детерминированного регулятора, полученному для условий, когда возмущения отсутствуют, при замене фазовых координат вектора состояния
[1].
Требования линейности динамической модели, квадратичности функционалов качества и гауссовости шумов называются условиями линейно-квадратичногауссовской (ЛКГ) задачи синтеза [1]. Выполнение данных условий позволяет осуществить синтез законов оптимального управления и оптимального оценивания , . обобщенной динамической модели (15) и использование в качестве критерия ло-
(1) , -
.
Поскольку получение оптимальных оценок фазовых координат вектора состояния достаточно хорошо изучено и особых затруднений не вызывает, то в дальнейшем в соответствии с задачей синтеза определим лишь оптимальные законы управления боковым ускорением УР в процессе её самонаведения, позволяющие
создать в АРГС ракеты условия для разрешения по доплеровской частоте ВЦ, летящих в сомкнутых боевых порядках, на основе эффекта синтезирования апертуры , -тересах дальнейшего распознавания типа атакуемой ВЦ на основе эффекта вто.
Для того чтобы осуществить синтез закона оптимального управления боковым , (1), необходимо из обобщённой ДМ (15) определить вектор состояния X, из него выделить вектор требуемых фазовых координат Хт, вектор управляемых фазовых координат Ху, а также определить вектор наблюдения Ъ, обеспечивающий условие наблюдаемости процессов, описываемых системой дифференциальных уравнений (15).
Кроме того, из (15) необходимо определить вектор управления и и матрицу
эффективности сигналов управления В-. Далее, задавшись матрицами штрафов
на точность слежения О и величину сигналов управления К, становится возможным непосредственно определить искомый вектор оптимального управления |гоот.
Анализ системы дифференциальных уравнений (15) позволяет составить следующий вектор состояния X:
Для обеспечения наблюдаемости при оценке фазовых координат вектора состояния X и с учетом принципа построения импульсно-доплеровских АРГС УР определим вектор наблюдения Z следующим образом
2Ь Ъ2, 23, ЪА, Ъ5, - напряжения на выходе измерителей дальности, скорости сближения УР с ВЦ, собственной скорости УР, её бокового ускорения |, угла срг;
Кь К 2, К 3, К 4, К 5, - коэффициенты усиления соответствующих измерителей;
Ци 1, Ци 2, Ци 3, Ци 4, Ци 5, - центрированные, взаимонезависимые гауссовские шумы соответствующих измерителей с известными спектральными плотностями, которые взаимонезависимы с шумами в ДМ (15).
,
перемещение УР относительно ВЦ, является её боковое ускорение |, законы формирования которого для каждого метода самонаведения в дальнейшем определим.
Исходя из того, что параметром управления является боковое ускорение ракеты, для синтеза оптимального метода самонаведения УР, позволяющего обеспечить в её АРГС требуемые условия радиолокационного наблюдения отражённых от ГВЦ сигналов, вектор управления и вырождается в следующий вид
где
(17)
(18)
и = л
(19)
Требуемыми параметрами для системы самонаведения УР, учитывающими управление угловой скоростью вращения линии визирования «УР-ВЦ» для реализации РСА антенны на борту ракеты и ракурсом радиолокационного наблюдения в АРГС ракеты отражённых от ВЦ сигналов, являются ю.т и дг.т соответственно, т.е. вектор требуемых фазовых координат Хт будет иметь вид
X = [ я Т
і і- г.т ±г.т-1
(20)
Соответственно управляемыми параметрами для системы самонаведения УР являются Ют и ^, т.е. вектор управляемых фазовых координат Ху будет следую:
X = Ю ]. (21)
Матрицы штрафов на точность слежения О и на величину с игналов управления К запишем в следующем виде
О
(22)
?„ 0
_ 0 ?22_
К = к . (23)
(15)
управления В- в следую щем виде:
В =
— с. Б .
(24)
(1)
следующий вид
I = м.
а
11
о
0 а
22
Чг.т - а
•1
+ 1 ІМ
. (25)
Вектор оптимального управления, доставляющий минимум локальному функционалу качества (1) определяется формулой [1]
и = к-1 во[хт - X ] (26)
[1, 3] ,
позволяет истинные значения фазовых координат векторов Хт и Ху заменить их .
Тогда, решив (26) с учетом формул (19) - (24), можно получить следующий закон оптимального управления боковым ускорением УР
Г.ОПТ. 1
С. ч22 а
г - (чг т — а) —— (юг т — ю),
к
Бк
(24)
где дг.т и ^ - соответственно требуемое и текущее значение ракурса РЛ наблюдения отражённых от ВЦ сигналов в АРГС УР;
Ю . Ю -вращения линии визирования «УР-ВЦ».
В (27) требуемое значение угловой скорости вращения линии визирования «УР-ВЦ» определяется выражением (3).
о
Г
Г
В этом случае параметр рассогласования для закона (27) принимает следующий вид
_ С Яг.
А?л =
k
Л
(28)
Выражение (27) определяет метод самонаведения УР, позволяющий обеспечить в её АРГС совместные условия для разрешения по доплеровской частоте элементов ГВЦ на основе искусственного создания эффекта синтезирования апертуры антенны и наведение ракеты под требуемым ракурсом (который определяется ракурсом устойчивого наблюдения сигналов вторичной модуляции) для последующего распознавания на основе эффекта вторичной модуляции заданного для атаки типа ВЦ из состава группы.
В том частном случае, когда:
♦ элементы ГВЦ разрешены по доплеровской частоте в АРГС ракеты при её полёте по опорной траектории в соответствии с базовым методом пропорционального наведения;
ГВЦ имеет разнотипный характер и требуется осуществить целераспре-деление пущенных ракет по элементам ГВЦ на основе распознавания её типового состава по сигналам вторичной модуляции; ракурс радиолокационного наблюдения сигналов вторичной модуляции не соответствует требуемому
необходимо синтезировать соответствующий метод самонаведения УР, позволяющий обеспечить только наведение ракеты относительно ГВЦ под требуемым ракурсом.
Для синтеза такого оптимального метода самонаведения УР на основе анализа обобщённой ДМ (15) и вектора состояния X (16) определим вектор управления и, векторы требуемых Хт и управляемых Ху фазовых координат, матрицы штрафов на точность слежения О и на величину сигналов управления К , а также мат-
»V
♦
♦
♦
рицу эффективности сигналов управления В- в следующем виде
= 7,. (29)
\р. і?
(30)
Т
II Ги'-' Ч ГЧІ (31)
0"
_ 0 Ч 22 _ , (32)
II а (33)
Г 1
С. , (34)
О
в:
(1) -
разуется к следующему виду
I = М.
1 а4 і 0 1 V" т 1 0 1 1 - 0 1 1, + \ \
|_Чг,п - Ч \ 1 сч сч о 1 УЧг,п - Ч ] J Г 0
(35)
т
У
Тогда, решив (26) с учетом формул (29-34), для данной ситуации можно по лучить следующий закон оптимального управления боковым ускорением УР
С] Яп ( ч Чи
],ии„2 = —Г“ ( Чг.т - Чг ) + — Ю
к ок
а параметр рассогласования для этого закона (36) -
С я, (
-(Ч.
А.
.2
к
Эк
Л
(36)
(37)
, (36) , -
ляющий обеспечить её наведение под требуемым ракурсом с целью создания условий для последующего распознавания в её АРГС типа атакуемой ВЦ на основе эффекта вторичной модуляции.
Для осуществления синтеза оптимального метода самонаведения УР, позволяющего обеспечить в её АРГС разрешение по доплеровской частоте ВЦ, находящихся на больших и средних дальностях в главном луче ДНА АРГС, за счёт реализации на борту ракеты РСА антенны, выделим из обобщённой ДМ (15) и вектора состояния X (16) вектор управления и, векторы требуемых Хт и управляемых Ху фазовых координат, матрицы штрафов на точность слежения О и на вел ичину сигналов управления К, матрицу эффективности сигналов управления Ву и запишем их в следующем виде
и = Л. (38)
X = Ю,„ (39)
X = ю (40)
О = Чи, (41)
К=к (42)
к = 1 в=-о • (43)
(1) -
дующий вид
1
I = м.
У
к,„ -ю]п к.« -ю]+ \ ^
(44)
Решив (26) с учетом формул (38) - (43), получим следующий закон оптимального управления боковым ускорением УР:
Л
Ч11
Эк
(ю - ю)
V г.т г/
(45)
Для данного оптимального закона управления параметр рассогласования принимает следующий вид
<
>
0
опт.3
- Л . (46)
Если в формуле (45) требуемое значение угловой скорости вращения линии визирования «УР-ВЦ» определяется формулой (3), то данный закон управления будет определять метод самонаведения УР, позволяющий обеспечить в её АРГС разрешение по доплеровской частоте элементов ГВЦ на основе эффекта синтезирования апертуры антенны, а если ют =0 рад/с, то закон (45) вырождается в базовый метод пропорционального наведения.
Анализ выражений (27), (36) и (45) показывает, что для формирования сигнала оптимального управления |гот. на борту УР необходимо иметь оптимальные оценки дальности до ВЦ, угловой скорости вращения линии визирования «УР», , .
,
наведения дополнительно синтезированы три метода самонаведения Ракеты с , , частоте элементов ГВЦ, находящихся в главном луче ДНА АРГС, и требуемый ракурс радиолокационного наблюдения ГВЦ в интересах последующего распознавания типа атакуемой цели на основе эффекта вторичной модуляции, как совмест-, . -работке алгоритмов траекторного управления ракетами на основе выбора того или иного метода самонаведения УР в зависимости от конкретной ситуации относительно типового состава ГВЦ, качества разрешения в АРГС ракеты элементов ГВЦ и текущего ракурса радиолокационного наблюдения отражённых от ГВЦ сигналов.
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Меркулов В.И.,Лепин В.Н. Авиационные системы радиоуправления. Ч. 1. Теоретические основы синтеза и анализа авиационных систем радиоуправления. Ч. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1996. - 396 с.
2. Богданов А.В. Применение узкополосной доплеровской фильтрации в многофункциональных радиолокационных комплексах. Часть 1. // Научно-методические рекомендации для адъюнктов и слушателей академии. - Тверь: изд. ВА ПВО им. Жукова Г.К., 1995. - 265 с.
3. Викулов О.В. Траекгорное управление наведением в активной радиолокационной системе самонаведения. - Радиотехника, 1995. №11. - С. 81-85.
4. Макаев В.Е.,Ваашьев О.В. Метод радиолокационного распознавания воздушной цели по турбинному эффекту. - Радиотехника, 2000. №11. - С. 30-33.
5. Богданов А.В.,Филонов А.А. Способ формирования сигнала управления ракетой класса «воздух-воздух». Патент на изобретение № 2099665, 1997.
УДК 629.7.016
Т.М. Романова
БОРТОВОЙ ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНЫЙ ИНТЕРФЕЙС МОБИЛЬНОГО
РОБОТА Введение
Создание интеллектуальных систем управления, обеспечивающих надежное выполнение требуемых прикладных задач в условиях неполноты, нечеткости и противоречивости поступающей информации представляет собой сложную науч-
А,з =
Ян.
Вк
(Щ,г -Щ )
