Способ сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях
METHOD FOR TRACKING A CRUISE MISSILE WHEN ROUNDING THE TERRAIN IN VARIOUS TACTICAL SITUATIONS

Предполагаемое изобретение относится к области цифровой обработки сигналов и может быть использовано в системах сопровождения подвижных объектов, в частности в радиолокационных станциях (РЛС) различного базирования, и системах наведения ракет, в частности в радиолокационных головках самонаведения (РГС), для сопровождения крылатой ракеты (КР) и распознавания варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета (интенсивности маневра) ракета и вариант помеховой обстановки.
Известен способ сопровождения воздушной цели (ВЦ) [1, 2], который может быть использован для сопровождения и КР, заключающийся в том, что цель отслеживается по дальности, скорости и ускорению в одноканальном фильтре, функционирующем на основе процедуры многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой выражениями
где
k=0, 1, …, - номер такта работы фильтра;
-
Р(k+1) и Р(k+1) - ковариационные матрицы (КМ) ошибок экстраполяции и фильтрации соответственно;
Ф(k) - переходная матрица состояния;
Q(k+1) и R(k+1) - КМ шумов возбуждения и наблюдения соответственно;
K(k+1) - матрица весовых коэффициентов;
I - единичная матрица;
и  - вектор текущих и экстраполированных оценок дальности, скорости и ускорения;
Н(k+1) - 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.
Недостатками данного способа сопровождения ВЦ являются:
1. Ограниченные функциональные возможности по сопровождению КР в условиях ее полета на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности, а также маневренного и информационного противодействий со стороны противника.
2. Низкая точность фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС.
3. Отсутствие возможности распознавания варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и варианта помеховой обстановки.
4. Низкая устойчивость к срывам автосопровождения КР.
5. Не оптимальность определяемых на его основе оценок траекторных параметров движения КР, так как они находятся при условии справедливости гипотезы о фактическом варианте тактической ситуации [соответствии одной выбранной математической модели (структуры и параметров) реальной тактической ситуации], которая носит вероятностный характер, а значит, оценки являются условно-оптимальными.
6. Отсутствие возможности комплексирования информации РЛС, измеряющей траекторные параметры движения КР, и индикаторов варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и варианта помеховой обстановки.
7. Отсутствие возможности учитывать альтернативные математические модели (ММ) движения КР и измерений ее траекторных параметров.
8. Отсутствие возможности уточнения априорных данных о движение КР и смене вариантов тактической ситуации (динамики фазовых координат и смене состояний структуры) на основе цифровой карты местности (ЦКМ).
9. Отсутствие возможности учитывать априорные данные о смене вариантов тактической ситуации [траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, характера полета (интенсивности маневра) ракеты и помеховой обстановки].
10. Отсутствие адаптации системы обработки информации к смене варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, смене варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и смене варианта помеховой обстановки.
Известен способ оценки параметров траектории объекта [3], который может быть использован для сопровождения и КР, заключающийся в том, что осуществляется измерение координат объекта, преобразование их в прямоугольные координаты и использование для оценки параметров траектории объекта фильтра Калмана, при этом устанавливается контролируемый параметр фильтра Калмана и задается его пороговое значение, в текущем времени оценивания корреляционная матрица ошибок экстраполяции фильтра Калмана умножается на весовой коэффициент с начальным значением, равным единице, накапливается значение контролируемого параметра, сравнивается накопленное значение контролируемого параметра с пороговым значением и если оно больше порогового значения, то формируется признак «Маневр», обнуляется накопленное значение контролируемого параметра, а значение весового коэффициента дискретно увеличивается и далее продолжается накопление контролируемого параметра и формирование оценок параметров траектории, при этом, если при наличии признака «Маневр» накопленное значение контролируемого параметра станет меньше порогового значения, то признак «Маневр» снимается, обнуляется накопленное значение контролируемого параметра, а значение весового коэффициента дискретно уменьшается и далее продолжается накопление контролируемого параметра и формирование оценок параметров траектории объекта.
Недостатками данного способа сопровождения опенки параметров траектории объекта являются:
1. Ограниченные функциональные возможности по сопровождению КР в условиях ее полета на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности, а также информационного противодействия со стороны противника.
2. Низкая точность фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС.
3. Отсутствие возможности распознавания варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности и варианта помеховой обстановки.
4. Низкая устойчивость к срывам автосопровождения КР.
5. Не оптимальность определяемых на его основе оценок траекторных параметров движения КР, так как они находятся при условии справедливости гипотезы о фактическом варианте тактической ситуации [соответствии одной выбранной ММ (структуры) реальной тактической ситуации], которая носит вероятностный характер, а значит, оценки являются условно-оптимальными.
6. Отсутствие возможности комплексирования информации РЛС, измеряющей траекторные параметры движения КР, и индикаторов варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности и варианта помеховой обстановки.
7. Отсутствие возможности учитывать альтернативные ММ движения КР и измерений ее траекторных параметров.
8. Отсутствие возможности уточнения априорных данных о движение КР и смене вариантов тактической ситуации (динамики фазовых координат и смене состояний структуры) на основе ЦКМ.
9. Отсутствие возможности учитывать априорные данные о смене вариантов тактической ситуации [траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, характера полета (интенсивности маневра) ракеты и помеховой обстановки].
10. Отсутствие адаптации системы обработки информации к смене варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности и смене варианта помеховой обстановки.
mj
Известен наиболее близкий к предлагаемому способ сопровождения ВЦ класса «вертолет» [4], который может быть использован для сопровождения и КР, заключающийся в том, что цель отслеживается по дальности, скорости и ускорению в каждом фильтре Ф их матрицы на основе процедуры многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации, описываемой выражениями (1)-(6), где  - вариант характера полета (интенсивности маневра) ракеты,  - вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности.
mj
При различных априорных данных, принятых при фильтрации в каждом фильтре Ф относительно m-го варианта характера полета ракеты и j-го варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, при этом по строкам матрицы фильтров располагаются фильтры, в которых в качестве априорных сведений приняты динамические модели для различных гипотез относительно m-го варианта характера полета ракеты, а по столбцам - фильтры с динамическими моделями для различных гипотез относительно j-го варианта траектории полета ракеты, для каждого фильтра их матрицы производится вычисление соответствующих значений случайных величин  в соответствии с выражением
Осуществляется сравнение полученных значений случайных величин  с соответствующими ее граничными значениями  одинаковыми для всех фильтров, находящихся в m-й строке их матрицы
ош
где Р - вероятность ошибки в том, что правильная гипотеза относительно m-го варианта характера полета ракеты будет отвергнута, определяется максимальный номер строки матрицы фильтров, где находится один и более фильтров, для которых выполняется условие (8), что соответствует оценке  варианта характера полета ракеты, для тех фильтров  для которых в  строке их матрицы выполняется условие (8), производится вычисление соответствующих значений обобщенных дисперсий реальных ошибок фильтрации в соответствии с выражением
определяется номер столбца  в строке  где находится фильтр, для которого величина  минимальна, что соответствует оценке  варианта траектории полета ракеты для оцененного значения  характера его полета, на основе значений  и  осуществляется выбор оценки  с выхода только одного фильтра  из их матрицы находящегося на пересечении оцененных номера строки  и столбца
Существенными признаками известного способа сопровождения воздушной цели класса «вертолет» [3] являются:
1. Распознавание в процессе параллельного сопровождения на основе процедуры многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации [выражения (1)-(6)]  варианта характера полета ракеты [по критерию хи-квадрат Пирсона, выражения (7), (8)] и  варианта траектории полета ракеты [по критерию минимума обобщенной дисперсии реальных ошибок фильтрации, вычисляемой в соответствии с выражением (9)].
2. Выбор оценки отслеживаемых координат (дальности, скорости, ускорения) с выхода только одного фильтра из их матрицы, находящегося на пересечении оцененных номера строки  и столбца  т.е. после принятия решения относительно  варианта характера полета ракеты и  варианта траектории ее полета.
Недостатками данного способа сопровождения ВЦ класса «вертолет» являются:
1. Ограниченные функциональные возможности по сопровождению КР в условиях ее полета на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности, а также информационного противодействия со стороны противника.
2. Низкая точность фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС.
3. Отсутствие возможности распознавания варианта помеховой обстановки.
4. Низкая устойчивость к срывам автосопровождения КР.
5. Не оптимальность определяемых на его основе оценок траекторных параметров движения КР, так как они находятся при условии справедливости гипотезы о фактическом варианте тактической ситуации [соответствии одной ММ (структуры и параметров) из выбранного множества моделей реальной тактической ситуации], которая носит вероятностный характер, а значит, оценки являются условно-оптимальными.
6. Отсутствие возможности комплексирования информации РЛС, измеряющей траекторные параметры движения КР, и индикаторов варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и варианта помеховой обстановки.
7. Отсутствие возможности учитывать альтернативные ММ измерений траекторных параметров движения КР.
8. Отсутствие возможности уточнения априорных данных о движение КР и смене вариантов тактической ситуации (динамики фазовых координат и смене состояний структуры) на основе ЦКМ.
9. Отсутствие возможности учитывать априорные данные о смене вариантов тактической ситуации [траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, характера полета (интенсивности маневра) ракеты и помеховой обстановки].
10. Отсутствие адаптации системы обработки информации к смене варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, смене варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и смене варианта помеховой обстановки.
Цель изобретения - расширение функциональных возможностей РЛС и РГС по сопровождению крылатой ракеты и распознаванию варианта тактической ситуации, повышение достоверности и устойчивости фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС (или РГС) и распознавания варианта тактической ситуации путем приближения получаемых оценок к их оптимальным значениям за счет комплексирования информации РЛС (или РГС) и индикатора варианта тактической ситуации, учета уточненных на основе ЦКМ априорных данных о динамике траекторных параметров ракеты и смене варианта тактической ситуации, адаптации системы обработки информации к ним и учета альтернативных моделей движения ракеты и измерений ее траекторных параметров.
Для достижения цели в способе сопровождения воздушной цели класса «вертолет», заключающемся в том, что объект сопровождается по дальности, скорости и ускорению, дополнительно сигнал, отраженный от КР, в РЛС (или РГС) подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры быстрого преобразования Фурье (БПФ) и преобразуется в амплитудно-частотный спектр, составляющие которого обусловлены отражением сигнала от корпуса ракеты, определяется отсчет доплеровской частоты, соответствующий максимальной амплитуде составляющих спектра сигнала, обусловленных отражением сигнала от корпуса КР, выделенный отсчет доплеровской частоты преобразуется в значение скорости, которое совместно с показаниями дальномера, акселерометра и индикатора варианта тактической ситуации поступают на вход многоканального фильтра, функционирующего в соответствии с процедурой квазиоптимальных совместных фильтрации фазовых координат и распознавания состояния марковской структуры линейной стохастической динамической системы на основе двухмоментной параметрической аппроксимации (ДПА) нормальным законом [5-8]
основанной на априорных данных в виде ММ системы «носитель РЛС (или РГС) - крылатая ракета - РЛС (или РГС) - комплексный индикатор» со случайной скачкообразной структурой (ССС), включающей:
- линейные альтернативные модели эволюции траекторных параметров движения ракеты (динамики фазовых координат), уточненные на основе ЦКМ [9],
- линейные альтернативные модели измерений этих параметров в РЛС (или РГС)
- марковскую модель смены варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности
- марковскую модель смены варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты
- марковскую модель смены варианта помеховой обстановки
- с комплексной марковской моделью смены варианта тактической ситуации (смены состояния структуры)
- марковскую модель индикатора варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности
- марковскую модель индикатора варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты
- марковскую модель индикатора варианта помеховой обстановки
- с комплексной марковской моделью индикатора варианта тактической ситуации
- альтернативные модели неуправляемых случайных возмущений и помех
- при начальных условиях
где
k - дискретный момент времени;
k
k
k
п,k
k
k
k
k
п,k
k+1
k+1
a
a
T
x=(D, V, V, ΔV, ) - вектор траекторных параметров движения ракеты [фазовых координат относительного перемещения носителя РЛС (или РГС) и КР], включающих радиальные дальность D до КР, скорость V сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), постоянную V и флуктуационную ΔV составляющие этой скорости, флуктуационную составляющую  ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС);
k
1
2
3
k
s=(s,s,s) - индекс варианта тактической ситуации (состояния структуры);
- вариант реализуемой с учетом рельефа местности траектории полета ракеты (1 - ракета летит по первой из возможных с учетом рельефа местности траекторий, 2 - ракета летит по второй из возможных траекторий, 3 - ракета летит по третьей траектории и т.д.);
- вариант характера полета ракеты (1 - стационарный полет ракеты, 2 - ракета выполняет маневр с первым вариантом перегрузки, 3 - ракета выполняет маневр со вторым вариантом перегрузки и т.д.);
- вариант помеховой обстановки (1 - первый вариант воздействия со стороны противника помех, 2 - второй вариант, 3 - третий вариант и т.д.);
k
u - вектор управляющих носителем РЛС (или РГС) сигналов;
- вектор измерений РЛС (или РГС);
- выходные показания индикатора варианта тактической ситуации;
1,k
r - выходное показание индикатора варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности;
2,k
r - выходное показание индикатора варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты;
3,k
r - выходное показание индикатора варианта помеховой обстановки;
k
k
ξ, ζ - стандартные дискретные векторные белые шумы;
k
k+1
k
k
k+1
k
k
k+1
k
k
k
k
k
k
k+1
A(s, s), B(s, s), F(s, s), C(s), E(s) - известные матрицы детерминированных функций случайных аргументов s и s;
k
k+1
k
A(s, s) - матрица эволюции (экстраполяции) траекторных параметров движения ракеты [динамики фазовых координат относительного перемещения носителя РЛС (или РГС) и КР] при фиксированной смене варианта тактической ситуации;
k
k+1
k
B(s, s) - матрица управления носителем РЛС (или РГС) при фиксированной смене варианта тактической ситуации;
k
k+1
k
F(s, s) - матрица возмущений при фиксированной смене варианта тактической ситуации;
k
k
C(s) - матрица измерения траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации;
k
k
E(s) - матрица ошибок измерения траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации;
1,k
1,k+1
1,k
q(s | s) - условные вероятности смены варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности;
2,k
2,k+1
2,k
_
q(s| s)  условные вероятности смены варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты;
3,k
3,k+1
3,k
q(s | s) - условные вероятности смены варианта помеховой обстановки;
k
k+1
k
q(s | s) - условные вероятности смены варианта тактической ситуации;
1,k
1,k+1
1,k
1,k+1
1,k
1,k+1
1,k
1,k+1
_
π(r | r, s)  условные вероятности смены показаний индикатора варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности; при отсутствии такого индикатора, в (16) полагается π(r | r, s)=1;
2,k
2,k+1
2,k
2,k+1
2,k
2,k+1
2,k
2,k+1
π(r | r, s) - условные вероятности смены показаний индикатора варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты; при его отсутствии, в (16) полагается π(r | r, s)=1;
3,k
3,k+1
3,k
3,k+1
3,k
3,k+1
3,k
3,k+1
π(r | r, s) - условные вероятности смены показаний индикатора варианта помеховой обстановки; при его отсутствии, в (16) полагается π(r | r, s)=1;
k
k+1
k
k+1
k
k+1
k
k+1
π(r | r, s) - условные вероятности смены показаний индикатора варианта тактической ситуации; при его отсутствии, в (16) полагается π(r | r, s)=1;
k
k+1
k
k
k
k
k
F(s, s)ξ, E(s)ζ - удобное для моделирования представление векторов шумов соответственно возбуждения и измерения при фиксированном варианте тактической ситуации;
k
k+1
k
k
k
k
k+1
k
k
k
k
k
G(s, s), Q(s) - ковариационные матрицы (КМ) векторов шумов соответственно возбуждения F(s, s)ξ и измерения E(s)ζ при фиксированном варианте тактической ситуации;
k+1
и  - прогнозируемые на один шаг дискретности вперед и апостериорные соответственно вероятности реализации s-го варианта тактической ситуации, условные математические ожидания (МО) траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации, условные КМ ошибок оценивания траекторных параметров при фиксированном варианте тактической ситуации;
- начальные условия фильтрации;
- квазиоптимальная по критерию максимума апостериорной вероятности оценка варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета ракеты и вариант помеховой обстановки;
- апостериорное безусловное по отношению к варианту тактической ситуации МО траекторных параметров, включающих радиальные дальность до КР, скорость сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), постоянную и флуктуационную составляющие этой скорости, флуктуационную составляющую ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС);
- апостериорная безусловная по отношению к вариантам тактической ситуации КМ ошибок оценивания траекторных параметров;
k
k
Θ(s) - условная КМ измерения при фиксированном варианте тактической ситуации;
k
k
- обратная матрица по отношению к матрице Θ(s);
k
k
k
k
detΘ(s) - определитель матрицы Θ(s);
k+1
k+1
Δ(s) - отклонение результата измерения от прогноза (невязка измерения) при фиксированном варианте тактической ситуации;
- в (14), (15), матрица коэффициентов усиления (доверия измерению) при фиксированном варианте тактической ситуации;
- в (19), ожидаемый (прогнозируемый) результат измерения при фиксированном варианте тактической ситуации;
- в (13), (16), функция правдоподобия;
- в (13), нормировочный коэффициент;
- в (18), квадратичная форма;
Т - операция транспонирования матрицы;
ехр[⋅] - экспоненциальная функция;
- упрощенное обозначение суммирования;
(s)
n - мощность (число элементов) множества возможных вариантов тактической ситуации,
определяется оценка  варианта тактической ситуации, включающая оценки варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности  варианта характера полета ракеты  и варианта помеховой обстановки  определяется оценка  безусловного по отношению к варианту тактической ситуации МО траекторных параметров движения ракеты, включающая оценки радиальных дальности до КР  скорости  сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), постоянной  и флуктуационной  составляющих этой скорости, флуктуационной составляющей ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС)  определяется оценка  безусловной по отношению к варианту тактической ситуации КМ ошибок оценивания параметров движения;
на основе ММ динамики фазовых координат, которая в дискретном времени имеет вид
или в векторно-матричном представлении (23)
где
k
k
D и V - радиальные соответственно дальность от носителя РЛС (или РГС) до КР и их относительная скорость сближения;
п,k
k+1
V и ΔV - соответственно постоянная и флуктуационная составляющие радиальной скорости сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС);
a
k+1
- флуктуационная составляющая ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС);
Δt - интервал дискретизации;
k
k
α(s) - коэффициент, определяющий радиальные маневренные свойства ракеты для каждого варианта s тактической ситуации;
k
k
β(s) - квадрат частоты скоростных флуктуаций относительного перемещения ракеты и носителя РЛС (или РГС) в зависимости от варианта s тактической ситуации;
k
- дисперсия флуктуационной составляющей радиального ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС) в зависимости от варианта s тактической ситуации;
1,k
ξ - независимый стандартный дискретный белый шум;
k
k
k
F(s)ξ - удобное для моделирования представление вектора шумов возбуждения с КМ
k
ξ - вектор независимых стандартных дискретных белых шумов;
k
k
k
k
k
G(s) - КМ вектора шумов возбуждения F(s)ξ;
00
00
00
00
а
D, V, ΔV,  - начальные условия, значения соответственно радиальных дальности до КР, относительной скорости сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), постоянной и флуктуационной составляющих этой скорости, флуктуационной составляющей ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС) в начальный момент времени; и на основе ММ (24) измерений в РЛС (или РГС) радиальных дальности до КР, скорости сближения ракеты и носителя РЛС (или РГС), флуктуационной составляющей ускорения относительного перемещения КР и носителя РЛС (или РГС), которая в дискретном времени и векторно-матричном представлении имеет вид
где
11
k
22
k
35
k
C(s), C(s) и C(s) - коэффициенты измерения соответственно радиальных дальности до ракеты, скорости и ускорения сближения с ней носителя РЛС (или РГС);
- дисперсии шумов измерения соответственно радиальных дальности до ракеты, скорости и ускорения сближения с ней носителя РЛС (или РГС);
D,k
V,k
a
,k
ζ, ζ и ζ - независимые стандартные дискретные белые шумы;
k
k
k
k
k
Q(s) - КМ вектора шумов измерения E(s)ζ.
Сущность предлагаемого способа сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях заключается в следующих существенных признаках:
1. Сопровождение крылатой ракеты в РЛС (или РГС) носителя в условиях ее полета на предельно малых высотах с огибанием рельефа местности при информационном противодействии со стороны противника.
2. Совместные (одновременные) оценивание (фильтрация) траекторных параметров движения ракеты [фазовых координат относительного перемещения носителя РЛС (или РГС) и КР] и распознавание варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета ракеты и вариант помеховой обстановки.
3. Применение многоканального по числу рассматриваемых вариантов тактической ситуации фильтра, функционирующего в соответствии с процедурой (10)-(22) квазиоптимальных совместных фильтрации фазовых координат и распознавания состояния марковской структуры линейной стохастической динамической системы на основе ДПА нормальным законом.
4. Комплексирование в (16) информации РЛС (или РГС), измеряющей траекторные параметры движения КР, и комплексного индикатора варианта тактической ситуации с моделью (32), включающего индикатор варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, индикатор варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и индикатор варианта помеховой обстановки с моделями (29), (30) и (31).
5. Учет априорных данных о смене варианта тактической ситуации в виде условных вероятностей переходов (28), комплексирующих априорные данные о смене варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности (25), смене варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты (26) и смене варианта помеховой обстановки (27).
6. Коррекция оценок (11), (12), (21), (22) траекторных параметров движения ракеты, полученных на основе модели (23), (35)-(40) и измерений с моделью (24), (41) по оцененным вероятностям (10), (13) реализации соответствующего варианта тактической ситуации и априорным данным (28) о смене этого варианта (адаптация системы обработки информации к смене варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета (интенсивности маневра) ракеты и вариант помеховой обстановки.
7. Прогнозирование (10) вероятностей  реализации каждого варианта тактической ситуации на один шаг дискретности вперед на основе априорных данных о смене этого варианта, представленных начальными (34) и переходными (28) вероятностями цепи Маркова.
8. Прогнозирование (11) условных МО  фазовых координат на один шаг дискретности вперед при фиксированном варианте тактической ситуации, с учетом найденных вероятностей (10), на основе априорных данных о смене этого варианта (28) и альтернативных моделей эволюции траекторных параметров движения ракеты (23).
9. Прогнозирование (12) условных КМ  ошибок оценивания траекторных параметров движения ракеты на один шаг дискретности вперед при фиксированном варианте тактической ситуации, с учетом найденных вероятностей (10) и МО (11), на основе априорных данных о смене этого варианта и альтернативных моделей эволюции траекторных параметров движения ракеты.
10. Оценка (13) апостериорных вероятностей  реализации каждого варианта тактической ситуации, по степени согласованности (16)-(19) спрогнозированных вероятностей (10), МО траекторных параметров движения ракеты (11) и КМ (12) ошибок их оценивания с результатами измерений в (19) и комплексными показаниями индикаторов в (16).
11. Оценка (14) условных апостериорных МО  траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации, на основе спрогнозированных МО (11) и КМ (12) ошибок прогноза с учетом результатов измерения в (19).
12. Оценка (15) условных апостериорных КМ  ошибок фильтрации траекторных параметров движения ракеты при фиксированном варианте тактической ситуации, на основе спрогнозированных МО (11) и КМ (12) ошибок прогноза с учетом результатов измерения в (19).
13. Распознавание (идентификация) (20) такого  варианта тактической ситуации, включающего вариант траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, вариант характера полета ракеты и вариант помеховой обстановки, для которого найденная апостериорная вероятность (13) окажется максимальна.
14. Нахождение (21) безусловной оценки  траекторных параметров движения ракеты на основе апостериорных вероятностей (13) реализации каждого варианта тактической ситуации и условных апостериорных оценок (14) траекторных параметров, как безусловного МО.
15. Нахождение (22) безусловной КМ  ошибок оценивания траекторных параметров движения ракеты с учетом найденных апостериорных вероятностей (13) реализации каждого варианта тактической ситуации, условных МО (14) траекторных параметров, условных КМ (15) ошибок их оценивания и безусловных оценок (21) траекторных параметров.
Существенные признаки перечислений 8, 9, 11, 12 являются частично сходными с аналогами [1-3] и прототипом [4]. Существенные признаки перечислений 1-7, 10, 13-15 являются новыми, отличающимися от аналогов и прототипа, и в известных технических решениях не обнаружены.
Применение всех новых существенных признаков позволит расширить функциональные возможности РЛС и РГС по сопровождению крылатой ракеты и распознаванию варианта траектории полета ракеты с огибанием рельефа местности, варианта характера полета (интенсивности маневра) ракеты и варианта помеховой обстановки, повысить достоверность и устойчивость фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС (или РГС) и распознавания варианта тактической ситуации.
На фиг. 1 приведена блок-схема, поясняющая реализацию предлагаемого способа.
Функционально в разработанном способе выделяются следующие блоки:
- условный классификатор экстраполяции 1;
- условный экстраполятор 2;
- условный дисперсиометр экстраполяции 3;
- условный классификатор фильтрации 4;
- условный фильтр 5;
- условный дисперсиометр фильтрации 6;
- идентификатор фильтрации 7;
- безусловный фильтр 8;
- безусловный дисперсиометр фильтрации 9.
Примеры технического исполнения устройств, которые могут быть применены и для реализации предлагаемого способа сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях приведены в [5-8, 10-13].
Результаты сравнительного моделирования предлагаемого способа сопровождения крылатой ракеты при огибании рельефа местности в различных тактических ситуациях и известного способа сопровождения воздушной цели класса «вертолет» [4] при отношении сигнал/шум 14-24 дБ свидетельствуют с доверительной вероятностью 0,99 о снижении среднеквадратического отклонения (СКО) ошибки фильтрации на 18±0,1% и о повышении вероятности правильного распознавания варианта тактической ситуации на 12±0,1%.
Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит расширить функциональные возможности РЛС и РГС по сопровождению крылатой ракеты и распознаванию варианта тактической ситуации, повысить достоверность и устойчивость фильтрации траекторных параметров движения КР относительно РЛС (или РГС) и распознавания варианта тактической ситуации путем приближения получаемых оценок к их оптимальным значениям за счет комплексирования информации РЛС (или РГС) и индикатора варианта тактической ситуации, учета уточненных на основе ЦКМ априорных данных о динамике траекторных параметров ракеты и смене варианта тактической ситуации, адаптации системы обработки информации к ним и учета альтернативных моделей движения ракеты и измерений ее траекторных параметров.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Зингер Р.А. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за пилотируемой целью // Зарубежная радиоэлектроника. - 197). - №8 (аналог).
2. Казаринов Ю.М., Соколов А.И. Юрченко Ю.С. Проектирование устройств фильтрации радиосигналов. - Л.: изд. Ленинградского университета, 1985, с. 150-151. (аналог)
3. Патент на изобретение №2610831 от 16.02.2017. Способ оценки параметров траектории объекта / Гусев А.В, Слугин В.Г., Семашкин В.Е., Петрушин В.В.; заявитель и патентообладатель Акционерное общество «Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова» (RU) (аналог).
4. Патент на изобретение №2468385 от 27.11.2010. Способ сопровождения воздушной цели класса «вертолет» / Ситников А.Г., Богданов А.В., Васильев О.В., Ибрагим А.К., Миронович С.Я., Филонов А.А„ Халеев А.В., Чистилин А.Ю., Шпортко С.А.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное научное учреждение «Государственный научно-технологический центр «Наука» (ФГНУ «ГНТЦ «Наука») (RU) (прототип).
5. Бухалев, В.А. Распознавание, оценивание и управление в системах со случайной скачкообразной структурой / В.А. Бухалев. - М: ФИЗМАТЛИТ, 1996. - 283 с.
6. Бухалев, В.А. Оптимальное сглаживание в системах со случайной скачкообразной структурой / В.А. Бухалев. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2013. - 187 с.
7. Бухалев, В.А. Алгоритмическая помехазащита беспилотных летательных аппаратов / В.А. Бухалев, А.А. Скрынников, В.А. Болдинов. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2018. - 192 с.
8. Метод распознавания в бортовой радиолокационной станции истребителя состояния групповой воздушной цели на основе теории систем со случайной скачкообразной структурой: монография / А.А. Филонов [и др.]; рук. авт.коллектива А.Ю. Федотов. - М.: ИД Академии Жуковского, 2019. - 309 с.
9. Ищенко М.А. Метод построения интеллектуальной системы определения оптимальных областей полета беспилотного летательного аппарата в моделирующих комплексах военного назначения // Вестник ЯВВУ ПВО №5. Ярославль 2019. С. 50-56.
10. Патент на изобретение №2713635 от 05.02.20. Способ сопровождения воздушной цели из класса «самолет с турбореактивным двигателем» при воздействии уводящих по дальности и скорости помех / Мужичек С.М., Филонов А.А., Скрынников А.А., Федотов А.Ю., Ткачева О.О., Викулова Ю.М., Корнилов А.А., Макашин С.Л.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП ГосНИИАС) (RU).
11. Патент на изобретение №2713212 от 02.08.2020. Способ распознавания варианта наведения подвижного объекта на один из летательных аппаратов группы / Мужичек С.М., Филонов А.А., Тезиков А.Н., Скрынников А.А., Закомолдин Д.В., Федотов А.Ю., Ткачева О.О., Созонтов И.А., Демидов А.В., Казаков А.В.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП ГосНИИАС) (RU).
12. Патент на изобретение №2726869 от 16.07.2020. Способ распознавания функционального назначения летательных аппаратов пары по принципу «ведущий - ведомый» / Мужичек С.М., Филонов А.А., Тезиков А.Н., Скрынников А.А., Болдинов В.А., Федотов А.Ю.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП ГосНИИАС) (RU).
13. Патент на изобретение №2721623 от 21.05.2020. Способ определения мгновенного положения точки промаха беспилотного летательного аппарата по информации угломерного канала / Себряков Г.Г., Павлов В.И., Мужичек С.М., Ерломолин О.В., Скрынников А.А.; заявитель и патентообладатель Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП ГосНИИАС) (RU).