УСТРОЙСТВО РАСПОЗНАВАНИЯ ХАРАКТЕРА ПОЛЁТА ПАРЫ САМОЛЁТОВ В ИМПУЛЬСНО-ДОПЛЕРОВСКОЙ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ СТАНЦИИ

Предлагаемая полезная модель относится к области радиолокации и может быть использована в импульсно-доплеровской радиолокационной станции (РЛС) для распознавания характера полета пары самолетов по принципу «стационарный полет-маневр в паре - маневр составом пары - разделение пары».
Известно устройство распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС, содержащее процессор быстрого преобразования Фурье (БПФ), решающее устройство, первый, второй и третий калмановские фильтры, в которых априорные сведения о характере полета пары самолетов в виде динамических моделей соответствуют соответственно стационарному полету пары самолетов, маневру ведомого самолета в паре при стационарном полете ведущего самолета и маневру составом пары самолетов, причем на первый и второй входы процессора БПФ, являющиеся входами устройства распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС, поступают цифровые коды квадратурных составляющих радиолокационного сигнала на промежуточной частоте, отраженного от пары самолетов, первый выход процессора БПФ соединен с объединенными первыми входами первого, второго и третьего калмановских фильтров, второй выход процессора БПФ соединен с объединенными вторыми входами первого, второго и третьего калмановских фильтров, выходы которых соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами решающего устройства, первый, второй и третий выходы которого являются соответственно выходом устройства распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС [1].
Работа данного устройства распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС основана на анализе по критерию минимума обобщенной дисперсии реальных ошибок фильтрации соответствия реальной динамики изменения доплеровских частот, обусловленной скоростями полета ведущего (впереди летящего) и ведомого (сзади летящего) самолетов пары их динамическим моделям, которые приняты в качестве априорных сведений о характере полета пары самолетов в первом, втором и третьем калмановских фильтрах. При этом осуществляется распознавание характера полета пары самолетов по принципу «стационарный полет-маневр в паре - маневр составом пары».
Недостатком данного устройства распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС является невозможность с помощью его распознать разделение пары самолетов, которое может быть осуществлено следующими путями:
путем ускорения ведущего самолета при стационарном полете ведомого самолета;
путем торможения ведущего самолета при стационарном полете ведомого самолета;
путем ускорения ведомого самолета при стационарном полете ведущего самолета;
путем торможения ведомого самолета при стационарном полете ведущего самолета;
путем одновременного ускорения ведущего самолета и торможения ведомого самолета;
путем одновременного торможения ведущего самолета и ускорения ведомого самолета
т.е. отсутствует возможность распознавания характера полета пары самолетов в целом по принципу «стационарный полет - маневр в паре - маневр составом пары - разделение пары».
Заявляемая полезная модель направлена на достижение цели - распознать характер полета пары самолетов по принципу «стационарный полет -маневр в паре - маневр составом пары - разделение пары».
С этой целью в устройство распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС, содержащее процессор БПФ, решающее устройство, первый, второй и третий калмановские фильтры, в которых априорные сведения о характере полета пары самолетов в виде динамических моделей соответствуют соответственно стационарному полету пары самолетов, маневру ведомого самолета в паре при стационарном полете ведущего самолета и маневру составом пары самолетов, причем на первый и второй входы процессора БПФ, являющиеся входами устройства распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС, поступают цифровые коды квадратурных составляющих радиолокационного сигнала на промежуточной частоте, отраженного от пары самолетов, первый выход процессора БПФ соединен с объединенными первыми входами первого, второго и третьего калмановских фильтров, второй выход процессора БПФ соединен с объединенными вторыми входами первого, второго и третьего калмановских фильтров, выходы которых соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами решающего устройства, дополнительно введены блок определения минимума дисперсии, четвертый, пятый, шестой, седьмой, восьмой и девятый калмановские фильтры, в которых априорные сведения о характере полета пары самолетов при ее разделении в виде динамических моделей соответствуют соответственно ускорению ведущего самолета при стационарном полете ведомого самолета, торможению ведущего самолета при стационарном полете ведомого самолета, ускорению ведомого самолета при стационарном полете ведущего самолета, торможению ведомого самолета при стационарном полете ведущего самолета, одновременному ускорению ведущего самолета и торможению ведомого самолета, одновременному торможению ведущего самолета и ускорению ведомого самолета, причем первые входы четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого и девятого калмановских фильтров объединены и подключены к первому выходу процессора БПФ, вторые входы четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого и девятого калмановских фильтров объединены и подключены ко второму выходу процессора БПФ, выходы четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого и девятого калмановских фильтров соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым входами блока определения минимума дисперсии, выход которого соединен с четвертым входом решающего устройства, первый, второй, третий и четвертый выходы которого являются выходами устройства распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС.
Новым признаком, обладающим существенным отличием, является введение в устройство распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого и девятого калмановских фильтров. При этом, в четвертом калмановском фильтре принята динамическая модель ускорения ведущего самолета при стационарном полете ведомого самолета, в пятом калмановском фильтре - динамическая модель торможения ведущего самолета при стационарном полете ведомого самолета, в шестом калмановском фильтре - динамическая модель ускорения ведомого самолета при стационарном полете ведущего самолета, в седьмом калмановском фильтре - динамическая модель торможения ведомого самолета при стационарном полете ведущего самолета, в восьмом калмановском фильтре - динамическая модель одновременного ускорения ведущего самолета и торможения ведомого самолета, в девятом калмановском фильтре - динамическая модель одновременного торможения ведущего самолета и ускорения ведомого самолета.
Данный признак обладает существенным отличием, так как в известных устройствах не обнаружен.
Применение нового признака в совокупности с известными признаками позволит в целом распознать характер полета пары самолетов по принципу «стационарный полет - маневр в паре - маневр составом пары - разделение пары».
На фигуре 1 представлена блок-схема устройства распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС.
Устройство распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС содержит процессор 1 быстрого преобразования Фурье, решающее устройство 2, первый 3, второй 4 и третий 5 калмановские фильтры, в которых априорные сведения о характере полета пары самолетов в виде динамических моделей соответствуют соответственно стационарному полету пары самолетов, маневру ведомого самолета в паре при стационарном полете ведущего самолета и маневру составом пары самолетов, причем на первый и второй входы процессора 1 быстрого преобразования Фурье, являющиеся входами устройства распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС, поступают цифровые коды квадратурных составляющих радиолокационного сигнала на промежуточной частоте, отраженного от пары самолетов, первый выход процессора 1 быстрого преобразования Фурье соединен с объединенными первыми входами первого 3, второго 4 и третьего 5 калмановских фильтров, второй выход процессора 1 быстрого преобразования Фурье соединен с объединенными вторыми входами первого 3, второго 4 и третьего 5 калмановских фильтров, выходы которых соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами решающего устройства 2, а также содержит блок 6 определения минимума дисперсии, четвертый 7, пятый 8, шестой 9, седьмой 10, восьмой 11 и девятый 12 калмановские фильтры, в которых априорные сведения о характере полета пары самолетов при ее разделении в виде динамических моделей соответствуют соответственно ускорению ведущего самолета при стационарном полете ведомого самолета (четвертый калмановский фильтр 7), торможению ведущего самолета при стационарном полете ведомого самолета (пятый калмановский фильтр 8), ускорению ведомого самолета при стационарном полете ведущего самолета (шестой калмановский фильтр 9), торможению ведомого самолета при стационарном полете ведущего самолета (седьмой калмановский фильтр 10), одновременному ускорению ведущего самолета и торможению ведомого самолета (восьмой калмановский фильтр 11), одновременному торможению ведущего самолета и ускорению ведомого самолета (девятый калмановский фильтр 12), при этом первые входы четвертого 7, пятого 8, шестого 9, седьмого 10, восьмого 11 и девятого 12 калмановских фильтров объединены и подключены к первому выходу процессора 1 быстрого преобразования Фурье, вторые входы четвертого 7, пятого 8, шестого 9, седьмого 10, восьмого 11 и девятого 12 калмановских фильтров объединены и подключены ко второму выходу процессора 1 быстрого преобразования Фурье, выходы четвертого 7, пятого 8, шестого 9, седьмого 10, восьмого 11 и девятого 12 калмановских фильтров соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым, пятым и шестым входами блока 6 определения минимума дисперсии, выход которого соединен с четвертым входом решающего устройства 2, первый, второй, третий и четвертый выходы которого являются выходами устройства распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС.
Устройство распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС работает следующим образом (фигура 1).
С первого и второго выходов процессора 1 БПФ сигналы поступают на соответственно объединенные первые и вторые входы первого 3, второго 4, третьего 5, четвертого 7, пятого 8, шестого 9, седьмого 10, восьмого 11 и девятого 12 калмановских фильтров, которые построены в соответствии с известными [1] уравнениями оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации и уравнением, для обобщенной дисперсии D(k+1) реальных ошибок фильтрации:
-
где P(k+1) и P(k+1) - ковариационные матрицы ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;
Ф(k) - переходная матрица состояния;
Q(k), R(k+1) - ковариационные матрицы шумов возбуждения и наблюдения соответственно;
K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;
Y(k+1) - вектор наблюдения;
X(k) и  - истинный и оцененный вектор состояния соответственно;
H(k) - матрица наблюдения;
I - единичная матрица;
Z(k+1) - вектор невязки наблюдения;
индексы «т» и «-1» - операции транспонирования и вычисления обратной матрицы соответственно.
Выходной информацией каждого калмановского фильтра является численное значение обобщенной дисперсии D(k) реальных ошибок фильтрации. При этом, в первом 3, втором 4 и третьем 5 калмановских фильтрах в качестве априорных сведений при фильтрации принята следующая структура динамической модели полета пары самолетов [1]
где
индексы «вщ» и «вм» относятся соответственно к ведущему и ведомому самолету пары;
V(t), a(t) (с соответствующими индексами) - флюктуационные составляющие скорости и ускорения самолета соответственно;
0
V(t) - детерминированная составляющая пары самолетов;
α - величина, обратная времени корреляции флюктуационной составляющей скорости самолета;
β - квадрат собственной частоты флюктуаций скорости самолета;
2
σ - дисперсия ускорения самолета;
n(t) - формирующий «белый» гауссовский шум с нулевым математическим ожиданием и единичной интенсивностью.
Переходная матрица состояния Ф(k) в соответствии с этой моделью будет иметь размерность 5×5 и следующие, отличные от нуля элементы:
11
33
55
12
34
21
вщ
φ=φ=φ=1; φ=φ=T; φ=-βT;
22
вщ
43
44
вмT
φ=1-αT; φ=-βвмT; φ=1-α;
T - период дискретизации.
22
вщ
вщ
44
вм
вм
Ковариационная матрица шумов возбуждения Q(k), также размерностью 5×5, будет иметь следующие, отличные от нуля элементы. q=2ασT; q=2ασT.
11
23
15
25
Матрица наблюдения H(k) будет иметь размерность 2×5 и следующие, отличные от нуля элементы: h=h=h=h=λ/2, где λ - рабочая длина волны РЛС.
11
22
σпф
σпф
Ковариационная матрица шумов наблюдения R(k+1) будет иметь размерность 2×2 и следующие, отличные от нуля элементы: r=r=λΔf/2, где Δf - эквивалентная полоса пропускания одного бина алгоритма БПФ.
Учет априорных сведений относительно характера полета пары самолетов осуществляется с помощью выбора определенным образом численных значений элементов матриц Ф(k) и Q(k).
3вщ
3вм
3вщ
3вм
3вщ
3вм
Так, для первого калмановского фильтра 3, который настроен на стационарный полет пары самолетов, ввиду того, что при прочих равных условиях имеются дополнительные траекторные флуктуации у ведомого самолета пары относительно ведущего, обусловленные его стремлением путем «подруливания» сохранять заданные параметры строя, численные значения коэффициентов для ведущего и ведомого самолетов будут соотноситься следующим образом: α<α; β<β; σ<σ, где цифровые индексы при параметрах обозначают номер (фигура 1) калмановского фильтра, которым они соответствуют.
3вщ
4вщ
3вм
4вм
3вщ
4вщ
3вм
4вм
3вщ
4вщ
3вм
4вм
Для второго калмановского фильтра 4, который настроен на маневр ведомого самолета в паре, в то время, как ведущий самолет пары осуществляет стационарный полет, численные значения коэффициентов соотносятся, как между собой, так и относительно численных значений аналогичных коэффициентов, соответствующих первому калмановскому фильтру 3, следующим образом: α=α<α<α; β=β<β<β; σ=σ<σ<σ.
5вщ
5вм
3вщ
5вм
5вщ
5вм
Для третьего калмановского фильтра 5, который настроен на маневр составом пары, при котором практически сохраняется полная синхронность эволюций самолетов на протяжении всего маневра, численные значения коэффициентов, соответствующие динамическим моделям для ведущего и ведомого самолетов, во-первых, будут равны между собой, т.е. α=α; β=β; σ=σ, и, во-вторых, по величине будут больше аналогичных коэффициентов, принятых для первого 3 и второго 4 калмановских фильтров.
В четвертом калмановском фильтре 7 в качестве априорных сведений при фильтрации принята следующая структура динамической модели полета пары самолетов
где,
кроме ранее принятых, обозначено:
ΔV(t), Δa(t) (с соответствующими индексами) - флюктуационные составляющие скорости и ускорения самолета соответственно;
V(t), a(t) (с соответствующими индексами) - детерминированные составляющие скорости и ускорения самолета соответственно.
Переходная матрица состояния Ф(k) в соответствии с этой моделью будет иметь размерность 7×7 и следующие, отличные от нуля элементы:
11
22
33
55
66
φ=φ=φ=φ=φ=1;
12
34
67
φ=φ=φ=T;
43
вщ
φ=βT;
44
вщ
φ=1-αT;
76
вм
φ=βT;
77
вм
φ=1-αТ.
44
вщ
вщ
77
вм
вм
Ковариационная матрица шумов возбуждения Q(k) также размерностью 7×7 будет иметь следующие, отличные от нуля элементы: q=2ασT; q=2ασT.
11
13
25
26
Матрица наблюдения H(k) будет иметь размерность 2×7 и следующие, отличные от нуля элементы: h=h=h=h=λ/2.
11
22
σпф
Ковариационная матрица шумов наблюдения R(k+1) будет иметь размерность 2×2 и следующие, отличные от нуля элементы: r=r=λΔf/2.
В пятом калмановском фильтре 8 в качестве априорных сведений при фильтрации принята аналогичная, что и для четвертого калмановского фильтра 7 структура динамической модели полета, за исключением того, что вместо уравнения (13) будет следующее уравнение, учитывающее отрицательное ускорение при торможении ведущего самолета
Элементы всех матриц также будут аналогичными, что и для четвертого калмановского фильтра 7, за исключением
34
67
12
φ=φ=-φ=T.
В шестом калмановском фильтре 9 в качестве априорных сведений при фильтрации принята следующая структура динамической модели полета пары самолетов
Переходная матрица состояния Ф(к) в соответствии с этой моделью будет иметь размерность 7×7 и следующие, отличные от нуля элементы:
11
22
44
55
66
φ=φ=φ=φ=φ=1;
23
45
67
φ=φ=φ=T;
32
вщ
φ=βT;
33
вщ
φ=1-αT;
76
вм
φ=βT;
77
вм
φ=1-αT.
33
вщ
вщ
77
вм
вм
Ковариационная матрица шумов возбуждения Q(k), также размерностью 7×7, будет иметь следующие, отличные от нуля элементы: q=2ασT; q=2ασT.
11
12
24
26
Матрица наблюдения H(k) будет иметь размерность 2×7 и следующие, отличные от нуля элементы: h=h=h=h=λ/2.
11
22
σпф
Ковариационная матрица шумов наблюдения R(k+1) будет иметь размерность 2×2 и следующие, отличные от нуля элементы: r=r=λΔf/2.
В седьмом калмановском фильтре 10 в качестве априорных сведений при фильтрации принята аналогичная, что и для шестого калмановского фильтра 9 структура динамической модели полета, за исключением того, что вместо уравнения (24) будет следующее уравнение, учитывающее отрицательное ускорение при торможении ведомого самолета
Элементы всех матриц также будут аналогичными, что и для шестого 9 калмановского фильтра 9, за исключением
23
67
45
φ=φ=-φ=T.
В восьмом калмановском фильтре 11 в качестве априорных сведений при фильтрации принята следующая структура динамической модели полета пары самолетов
Переходная матрица состояния Ф(л) в соответствии с этой моделью будет иметь размерность 8×8 и следующие, отличные от нуля элементы:
11
22
33
55
66
77
φ=φ=φ=φ=φ=φ=1;
12
34
78
56
φ=φ=φ=-φ=T;
43
вщ
φ=βT;
44
вщ
φ=1-αT;
87
вм
φ=βT;
88
вм
φ=1-αT.
44
вщ
вщ
88
вм
вм
Ковариационная матрица шумов возбуждения Q(k) также размерностью 8×8 будет иметь следующие, отличные от нуля элементы. q=2ασT; q=2ασT.
11
13
25
27
Матрица наблюдения H(k) будет иметь размерность 2×8 и следующие, отличные от нуля элементы: h=h=h=h=λ/2.
11
22
σпф
Ковариационная матрица шумов наблюдения R(k+1) будет иметь размерность 2×2 и следующие, отличные от нуля элементы: r=r=λΔf/2.
В девятом калмановском фильтре 12 в качестве априорных сведений при фильтрации принята аналогичная, что и для восьмого калмановского фильтра 11 структура динамической модели полета, за исключением того, что вместо уравнений (29) и (33) будут соответственно следующее уравнения, учитывающие отрицательное ускорение при торможении ведущего и ускорения ведомого самолетов
Элементы всех матриц также будут аналогичными, что и для восьмого калмановского фильтра 11, за исключением
34
56
78
12
φ=φ=φ=-φ=T.
Во всех девяти калмановских фильтрах 3, 4, 5, 7-12 шумы возбуждения являются некоррелированными как между собой, так и с шумами наблюдения.
2
Численные значения параметров α, β и σ с соответствующими индексами «вщ» и «вм», характеризующие флюктуационные составляющие скорости и ускорения самолетов в калмановских фильтрах 7-12, равны аналогичным значениям параметров модели, принятыми в первом калмановском фильтре 3 при стационарном полете пары самолетов.
В соответствии с принятыми априорными сведениями относительно характера разделения пары самолетов в каждом калмановском фильтре 7-12 по алгоритму (1)-(6) осуществляется траекторное сопровождение по скорости и ускорению ведущего и ведомого самолета пары и одновременно по алгоритму (7) производится вычисление обобщенной дисперсии реальных ошибок фильтрации, цифровые коды которых поступают соответственно на первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой входы блока 6 определения минимума дисперсии, в котором определяется номер калмановского фильтра, в котором величина дисперсии D(k+1) будет наименьшей, то есть номер того калмановского фильтра, в котором принятые динамические модели для ведущего и ведомого самолетов пары будут наиболее близки к их значениям реального входного сигнала. Значение минимальной дисперсии с выбранного того или иного калмановского фильтра поступает на четвертый вход решающего устройства 2, на первый, второй и третий входы которого поступают соответственно вычисленные дисперсии D(k+1) ошибок фильтрации в первом 3, втором 4 и третьем 5 калмановских фильтрах. В результате работы решающего устройства 2 на его первом, втором, третьем и четвертом выходах будет сформирован четырехразрядный параллельный цифровой код, состоящий из одной единицы и трех нулей. Появление логической единицы в одном из разрядов будет свидетельствовать о характере полета пары самолетов по принципу «стационарный полет (если окажется, что в первом калмановском фильтре 3 дисперсия D(k+1) среди дисперсий с выходов остальных калмановских фильтров 4,5 и 7-12 минимальной) - маневр в паре (если окажется, что во втором калмановском фильтре 4 дисперсия D(k+1) среди дисперсий с выходов остальных калмановских фильтров 3,5 и 7-12, минимальной) - маневр составом пары (если окажется, что в третьем калмановском фильтре 5 дисперсия D(k+1) среди дисперсий с выходов остальных калмановских фильтров 3, 4 и 7-12, минимальной) - разделение пары» (если окажется, что в одном из калмановских фильтров 7-12 дисперсия D(k+1) среди дисперсий с выходов калмановских фильтров 3, 4, 5, минимальной).
В результате моделирования устройства распознавания характера полета пары самолетов в импульсно-доплеровской РЛС при отношениях сигнал/шум 14-24 дБ и времени распознавания 5 секунд получены следующие значения вероятностей правильного (ложного) распознавания:
стационарного полета самолетов 0,74-0,96 (0,08-0,03);
маневра в группе типа «догон»: 0,81-0,99 (0,1-0,065);
маневра составом группы типа «разворот»: 0,81-0,99 (0,3-0,12);
маневра составом группы типа «змейка»: 0,845-0,986 (0,06-0,02);
разделения пары самолетов: 0,89-0,99 (0,07-0,02).
Таким образом, предлагаемое устройство позволит в импульсно-доплеровской РЛС распознать характер полета пары самолетов по принципу «стационарный полет - маневр в паре - маневр составом пары - разделение пары».
Источники информации
1. Патент РФ на изобретение №2084921, кл. 6 G01S 13/52, 1995 (прототип).