Головна

Антагоністичні завдання зближення-ухилення

  1.  D) РЕКОНСТРУКЦІЯ ТА ІНТЕГРАЦІЯ ЯК ЗАВДАННЯ герменевтики
  2.  I. Завдання КУТВ щодо радянських республік Сходу
  3.  I. Історична наука і її завдання
  4.  I. Освіта Конституційної Комісії та її завдання
  5.  I. Основні завдання ЗОВНІШНЬОЇ ПОЛІТИКИ
  6.  II. завдання посади
  7.  II. Завдання КУТВ щодо колоніальних і залежних країн Сходу

10.3.1. Дослідження протидії двох високошвидкісних ЛА в варіантах (ЛА-носій-АУР і ЛА-мета;
 ЗУР і ЛА-мета)

Дослідження протидії ЛА-носій АУР і ЛА-мета.Моделювання протидії високошвидкісного літака (ЛА-носій), збройного авіаційної керованою ракетою (АКР), і високошвидкісного літака (ЛА-мети) проведено за допомогою програмної системи «Гарантія-М» (див. П. 9.2.1) виходячи з таких постановочних даних . На першому етапі ближнього наведення здійснюється переслідування ЛА-носієм уклоняющейся від зустрічі ЛА-мети. При зближенні на задану дальність ЛА-носій виробляється пуск АУР, і починається другий етап протидії: переслідування АУР ЛА-мети. Мета при цьому здійснює оптимальне ухилення від зустрічі з АУР.

АУР стартує з борта ЛА-носія і розганяється до максимальної швидкості. Час розгону (час роботи двигуна АУР) становить 2 секунди. Затримка початку наведення (час некерованого польоту) при старті з пускової установки становить 0,5 секунди.

Моделювання проведено для зустрічних, поперечних і наздоженемо курсів ЛА-мети щодо початкової позиції ЛА-носія. Параметри математичних моделей ЛА наведені в табл. 10.9. Початкові позиції ЛА дані в табл. 10.10. Як методи наведення ЛА-носія і АУР розглядалися пропорційне наведення і оптимальний ПКЗУ. ЛА-мета застосовує оптимальний ПКЗУ при ухиленні. Результати моделювання зведені в табл. 10.11. Траєкторії ЛА зображені на рис. 10.38 - 10.43.

Аналіз результатів моделювання (табл. 10.11а) Дозволяє зробити ряд висновків.

Таблиця 10.9

Параметри моделей ЛА

 об'єкт  , М / с  Такт вироблення управління, з
 P (ЛА-носій)  0,05
 E (ЛА-мета)  0,05
 R (АКР) Дальність пускаАУР = 3000 - 5000 м 400 - 750  0,01

Таблиця 10.10а

Початкові позиції ЛА

 ЛА  курс м м м  град  град
P  Зустрічей-ний
E  - 175
P  наздоженемо
E  - 5
P  поперечний
E

Таблиця 10.10б

Початкові позиції ЛА

 ЛА  курс м  , м м  град  град
P  зустрічний
E
P  наздоженемо
E  - 20
P  поперечний  - 30
E

Таблиця 10.11а

Результати моделювання (для табл. 10.10а)

 курс Kh, м T, З (час перехоплення) Tпуск, З (час пуску R) n max P n max R  закон управління  Мал.
 P, R E  
В  15,2  8,1  4,6  Пропорц.  Оптим.  10.38
 0,2  8,6  4,6  Оптимал.  Оптим.  10.39
Д  27,4  27,3  20,2  Пропорц.  Оптим.  10.40
 0,5  25,1  18,7  Оптимал.  Оптим.  10.41
П  36,3  5,4  1,6  Пропорц.  Оптим.  10.42
 0,3  5,3  1,5  Оптимал.  Оптим.  10.43

При оптимальному ухиленні ЛА-мети «догляд» переслідувача від оптимального ПКЗУ значно збільшує кінцевий промах. Разом з цим на наздоженемо і поперечних курсах зростає час пуску ракети і відповідно час перехоплення.

Застосування ЛА-носієм і АУР оптимального ПКЗУ дозволяє при різних курсах забезпечити перехоплення в межах прямого попадання в ціль. На всіх курсах (рис. 10.39, 10.41, 10.43) при оптимальному ПКЗУ ЛА-носія і АУР зберігається відносна сталість руху в обраному напрямку для всіх ЛА. Є деяке зрушення точки прицілювання лише в момент пуску АУР, коли ЛА-мета починає ухилятися від ракети (другий етап протидії).

На зустрічному курсі при пропорційному наведенні ЛА-носія (рис. 10.38) ЛА-мета в момент пуску ракети реалізує маневр з розворотом в протилежну сторону (кут крену змінюється на 180 градусів), максимізуючи тим самим кутову швидкість лінії візування і потрібну перевантаження переслідувача.

На наздоженемо курсі (рис. 10.41) при оптимальному переслідуванні мета застосовує розворот у вертикальній площині схожий на маневр «мертва петля». При пропорційному наведенні мета робить маневр з розворотом в похилій площині (рис. 10.40).

На поперечному курсі (рис. 10.42, 10.43) характер руху цілі зберігається при різних методах переслідування. ЛА-мета здійснює бічний маневр у горизонтальній площині з розворотом назустріч перехоплювачі. Запізнення у відстеженні даного маневру при неоптимальном переслідуванні призводить до того, що потрібна перевантаження ракети на кінцевому етапі істотно перевищує располагаемую, і АУР пролітає повз ціль по траєкторії меншою кривизни, ніж траєкторія цілі.

Таким чином, моделювання протидії високошвидкісного літака, збройного самонавідною керованою ракетою, і високошвидкісного літака-цілі показує, що застосування оптимального ПКЗУ при ухиленні дозволяє ефективно протидіяти перехоплення цілі за використанням штатних методів наведення ЛА. Застосування ЛА-носієм оптимального ПКЗУ покращує умови пуску ракети, а застосування оптимального ПКЗУ на борту самонавідною керованої ракети дозволяє здійснювати перехоплення активно маневрує цілі при різних курсах.

Мал. 10.38. Зустрічний курс: пропорційне наведення P и R

Мал. 10.39. Зустрічний курс: оптимальний конфлікт

Мал. 10.40. Наздоженемо курс: пропорційне наведення P и R

Мал. 10.41. Наздоженемо курс: оптимальний конфлікт

Мал. 10.42. Поперечний курс: пропорційне наведення P и R

Мал. 10.43. Поперечний курс: оптимальний конфлікт

Результати моделювання, отримані в табл. 10.11а, Можуть бути доповнені. Для цього досліджено вплив збільшення початкової дальності і часу до зустрічі, суботімального наближення оптимального методу з алгоритмом реального часу (див. Гл. 9), більш широкого порівняльного аналізу з урахуванням методу погоні і прямолінійного руху цілі, а також комбінації субоптимального методу ближнього наведення носія і штатного методу пропорційного наведення ракети.

Початкові позиції ЛА на зустрічних, наздоженемо і поперечних курсах дані в табл. 10.10б, А результати моделювання зведені в табл. 10.11б.

Таблиця 10.11б

Результати моделювання (для табл. 10.10б)

 курс Kh, м T, СВРЕМ зустрічі t, Cвремя пуску  закон управління
P R Е
 зустрічний  17,13  11,89  погоні  погоні  Прямол.
 0,26  16,89  11,7  Пропорц.  Пропорц.  Прямол.
 0,16  16,99  11,7  Субопт.  Субопт.  Прямол.
 0,17  16,89  11,69  Субопт.  Пропорц.  Прямол.
 62,2  18,99  12,42  погоні  погоні  Субопт.
 6,64  18,16  12,3  Пропорц.  Пропорц.  Субопт.
 1,47  18,31  12,1  Субопт.  Субопт.  Субопт.
 1,96  18,16  12,1  Субопт.  Пропорц.  Субопт.
 наздоженемо  20,26  11,92  погоні  погоні  Прямол.
 0,07  20,55  12,26  Пропорц.  Пропорц.  Прямол.
 0,06  20,59  12,24  Субопт.  Субопт.  Прямол.
 0,06  20,52  12,25  Субопт.  Пропорц.  Прямол.
 23,36  14,25  8,08  погоні  погоні  Субопт.
 7,64  14,13  8,09  Пропорц.  Пропорц.  Субопт.
 1,97  14,1  8,09  Субопт.  Субопт.  Субопт.
 2,23  14,14  8,09  Субопт.  Пропорц.  Субопт.
 поперечний  9,01  5,31  погоні  погоні  Прямол.
 0,12  9,7  5,73  Пропорц.  Пропорц.  Прямол.
 0,07  9,72  5,74  Субопт.  Субопт.  Прямол.
 0,09  9,71  5,74  Субопт.  Пропорц.  Прямол.
 85,6  9,9  5,86  погоні  погоні  Субопт.
 25,92  9,08  5,54  Пропорц.  Пропорц.  Субопт.
 3,7  9,14  5,53  Субопт.  Субопт.  Субопт.
 5,51  9,1  5,53  Субопт.  Пропорц.  Субопт.

Аналіз результатів (табл. 10.11б) Дозволяє зробити наступні висновки.

Якщо в якості штатного методу наведення носія і ракети застосувати метод погоні, то ЛА-мета, застосовуючи субоптимальний ПКЗУ, забезпечує ухилення від перехоплення на зустрічних, наздоженемо і поперечних курсах.

Порівняння прямолінійного руху ЛА-мети і субоптимального показує, що для всіх варіантів наведення перехоплювача і на всіх курсах кінцевий промах при оптимальному ухиленні ЛА-мети зростає на порядок.

Для всіх початкових курсів ефективність субоптимального протидії трохи нижче оптимального по промаху, але аналогічно попередньому варіанту, задача також «дозволяється» на користь системи наведення ЛА-носія і ракети. При відхиленні ЛА-носія і ракети від субоптимального наведення до пропорційного кінцевий промах зростає в кілька разів, а на поперечному курсі ЛА-мета ухиляється від перехоплення.

На зміну умов протидії на користь перехоплення впливає також збільшення початкової дальності на зустрічному курсі і зменшення її на наздоженемо курсі (див. Табл. 10.10б).

Заміна субоптимального наведення ракети на пропорційне при субоптимальних наведенні носія змінює результат субоптимального протидії незначно, що підвищує практичну цінність методу.

Дослідження протидії ЗУР і ЛА-мети.Моделювання протидії зенітної керованої ракети (ЗУР) і високошвидкісного літака (ЛА-мети) проведено за допомогою програмної системи «Гарантія-М» (див. П. 9.2.1) за наступним сценарієм. ЗУР стартує з земної поверхні і розганяється до максимальної швидкості. Час розгону (час роботи двигуна ЗУР) становить 5 секунд. Затримка початку наведення (час некерованого польоту) при старті з пускової установки становить 2 секунди. Моделювання проведено для зустрічних, поперечних і наздоженемо курсів ЛА-мети щодо початкової позиції ЗУР. Параметри математичних моделей ЛА наведені в табл. 10.12. Початкові позиції ЛА дані в табл. 10.13. Як методи наведення ЗУР розглядалися: штатний метод наведення з попередженням, субоптимальний ПКЗУ, оптимальний ПКЗУ. Рух ЛА-мети моделювався в двох варіантах: прямолінійний рух і оптимальний ПКЗУ при ухиленні. Результати моделювання зведені в табл. 10.14. Траєкторії ЛА зображені на рис. 10.44 - 10.46.

Таблиця 10.12

Параметри моделей ЛА

 об'єкт V, М / с  Такт вироблення управління, з
 P (ЗУР)  0 - 700  0,01
 E (ЛА-мета)  0,1

Таблиця 10.13

Початкові позиції ЛА

 ЛА  курс  , м  , м  , м  , град  град
P В
E  - 175
P Д
E  - 1000
P П
E

Курс: В - зустрічний, П - поперечний, Д - наздожене.

Таблиця 10.14

результати моделювання

 курс м с  Закон управління (вид руху)
 зустрічний  7,8  15,3  2,7  штатний  Прямол.
 4,6  15,2  Субопт.  Прямол.
 4,1  15,0  Оптимал.  Прямол.
 16,4  14,8  штатний  Оптимал.
 8,1  15,2  Субопт.  Оптимал.
 6,0  15,0  Оптимал.  Оптимал.
 наздоженемо  0,1  10,5  штатний  Прямол.
 0,8  10,4  Субопт.  Прямол.
 0,4  10,3  Оптимал.  Прямол.
 8,6  11,2  штатний  Оптимал.
 1,2  11,1  Субопт.  Оптимал.
 0,6  11,0  Оптимал.  Оптимал.
 поперечний  1,9  10,0  штатний  Прямол.
 2,5  10,1  Субопт.  Прямол.
 1,7  9,9  Оптимал.  Прямол.
 19,8  8,7  штатний  Оптимал.
 4,7  8,9  Субопт.  Оптимал.
 3,5  9,1  Оптимал.  Оптимал.

Аналіз деяких результатів моделювання з ілюстрацією субоптимального (P) І оптимального (E) Протидії на рис. 10.44 - 10.46 дозволяє зробити наступні висновки.

Найбільшою ефективністю при оптимальному ухиленні ЛА-мети має оптимальний ПКЗУ. Досить близький до нього за кінцевим результатом субоптимальний ПКЗУ. В обох випадках вдається «утримати» кінцевий промах в межах 5 метрів. При використанні ЗУР штатного методу наведення кінцевий промах зростає. Застосування оптимального ПКЗУ при ухиленні дозволяє уникнути перехоплення при штатному наведенні ЗУР на зустрічному і поперечному курсі.

Якщо ЛА-вона рухається прямолінійно, то досягаються кінцеві промахи приблизно однакові для порівнюваних методів наведення. Максимальні перевантаження при оптимальному і субоптимальних ПКЗУ ЗУР вище, ніж при штатному наведенні, так як переслідувач в кожен момент часу «очікує», що ЛА-мета застосує маневр з ухилення від перехоплення, і прагне перекрити область досяжності мети своєї ОД.

Час перехоплення незначно відрізняється при різних методах наведення. В основному воно залежить від маневрування ЛА-мети.

За характером траєкторій видно, що при використанні обома ЛА оптимальних ПКЗУ зберігається відносна сталість руху. Кожен ЛА направляє свій рух в точку екстремального прицілювання, яка зберігає своє положення в просторі на всьому часовому інтервалі протидії. При цьому для зустрічних і наздоженемо курсів ЗУР на початку перехоплення здійснює розворот по траєкторії максимальної кривизни. Потім траєкторія ЗУР спрямляется, що відповідає управління з особливою ділянкою (рис. 10.44, 10.45). ЛА-мета на такті ПКЗУ рухається з постійним кутом крену і максимальної перевантаженням. На поперечному курсі ЗУР і ЛА-мета застосовують закон управління з точкою перемикання, і траєкторії обох ЛА мають «S»-подібний Вид (рис. 10.46). Відхилення ЗУР від оптимального наведення дає можливість ЛА-мети здійснювати додаткове маневрування (рис. 10.44 - 10.46), тим самим збільшуючи кінцевий промах.

Таким чином, результати моделювання протидії зенітної керованої ракети і високошвидкісного літака підтверджує високу ефективність і практичну значущість ПКЗУ для проектування і дослідження систем управління ЛА.

Мал. 10.44. зустрічний курс

Мал. 10.45. наздоженемо курс

Мал. 10.46. поперечний курс

Зауваження 10.2.В п.7.5.3 розглянута прикладна задача протидії ЛА, яка розширює результати п. 10.3.1. Крім антагоністичного ядра - кінцевого промаху, в 7.5.3 введений вектор показників кожного боку з додатковим показником енергетичних витрат для перехоплювача і додатковим показником часу досягнення кінцевого промаху для мети. Параметрична корекція оптимальних і субоптимальних ПКЗУ переслідування та ухилення при пріоритеті кінцевого промаху дозволяє отримати нову якість в отриманому неантагоністіческіх протидії. З позиції ЛА-мети з'являється додаткова можливість збільшити на 30-40% час досягнення кінцевого промаху, що важливо для організації підтримки ЛА-мети ланкою ЛА. З позиції ЛА-перехоплювача деяке збільшення промаху від 1-5 м до 8-10 м дозволяють знизити на 20% потрібну перевантаження. У п. 7.5.3 отримано розгорнуте дослідження при одночасному і неодночасному ухилянні від антагонізму.

10.3.2. Дослідження ефективності оптимального протидії РЛС-діі і СУПРР на основі фільтрації та управління з урахуванням адитивних
 і мультиплікативний перешкод,
 проміжних координат кінематичних зв'язків
 і прототипу ПРР (типу «Стандарт»)

В даному розділі розглядається застосування методів, викладених в гл. 8.

Перша частина присвячена дослідженню можливої ??ефективності ухилення від РЛС за допомогою діі оптимально зближається ПРР з РГСН. Діі рівномірно обертається навколо РЛС з кутовий швидкістю, що лежить в смузі пропускання контуру наведення ПРР, і працює в режимі постійного маскування РЛС (постійно випереджаюче запуск діі).

У другій частині (див. [54]) розглядається ефективність захисту РЛС за допомогою нерухомого діі, який функціонує спільно з РЛС в режимі почергового маскування один одного з частотою, що лежить в смузі пропускання контуру наведення ПРР (поперемінно випереджаюче запуск діі і РЛС). В обох випадках мається на увазі, що РГСН ПРР працює з селекцією імпульсів випромінювання по передньому фронту. Тому передбачається, що при маскирующем і квазімаскірующем режимах роботи діі РГСН не "бачить" РЛС. При дослідженні обох варіантів в основному викладі використовується функціонал обмежень Е(2)2, Заснований на «прототипі» (див. Гл. 8). Це обумовлено тим, що для розглянутих режимів роботи діі сигнали наведення ПРР є періодичними (гармонійними або меандрового). Тому демпфірування коливальних властивостей контуру наведення ПРР, яке може мати місце при використанні функціоналу складності  , Призводить до спотворення фізичної картини протидії.

Оцінка ефективності діі, рівномірно обертається навколо РЛС. Розглядається кінцева ділянка траєкторії наведення ПРР. Початкова дальність , виходячи з умови дозволу РГСН двоточкових джерел з базою  (Див. Рис. 10.47), прийнята рівною 2600 м.

Як «прототипу» використана «проста» модель ПРР, описана в [26, 143]. У цій моделі опущені нелінійності і за методом заморожених коефіцієнтів знайдені для трьох моментів часу  МІПФ прототипу. Після апроксимації коефіцієнтів знайдених МІПФ відповідними функціями отримані наступні вирази:

 (10.77)

 (10.78)

Опорна траєкторія ПРР  у всіх експериментах для скорочення обчислювальних витрат задається явно; координати и  всюди сферичні (див. 8.1.2); ,  ; аддитивная перешкода стаціонарне; мультипликативная перешкода (стаціонарний «білий» шум флуктуації центру джерела) врахована нижче.

Аналіз ефективності при одноканальної моделі ПРР. В даному випадку можна було отримати, що опорна траєкторія ПРР прямолінійна і спрямована в точку О (див. Рис. 10.47):

 (10.79)

Мал. 10.47. Структура взаємодії систем

Для занурення задачі в схему (рис. 8.10) і алгоритмічне забезпечення (див. 8.4, 9.2) використовувалося диференціальне рівняння

 (10.80)

рішення якого має вигляд:

 (10.81)

Таким чином, в даному випадку и  . Крім того, прийнято:

 (10.82)

 (10.83)

 (10.84)

Для визначення чутливості результатів до зміни параметрів «прототипу» було насамперед проведено дослідження зі стаціонарної ІПФ «прототипу»

 . (10.85)

Експериментування проводилося при зміні рівня спектральної щільності адитивної перешкоди  від  до  . При цьому було виявлено слабка залежність математичного очікування «промаху»  від рівня перешкоди  , А також слабка залежність СКО «промаху»  від кутової швидкості руху діі  , Початкового положення діі  і рівня обмеження складності  (Див. Рис. 10.58). залежність  від  в зазначеному діапазоні зміни  виявилася близька до лінійної. При цьому  мала порядок метра (cм. рис. 10.58), а динамічна компонента промаху  у всьому розглянутому діапазоні зміни параметрів  не опускалося нижче декількох десятків метрів (див. далі). Цей факт дозволив при дослідженні ефективності обертання діі оперувати тільки з динамічної компонентою промаху .

На рис. 10.48 наведені графіки зміни  (В одиницях полубази  ) В залежності від кутової швидкості руху дііa для двох початкових фаз  і 4-х рівнів обмеження складності .
 У всіх випадках початкове значення множника Лагранжа  належало рівним  ; необхідної точності досягнення заданого рівня складності .

Мал. 10.48. Залежність помилки від кутової швидкості при :
 1 - b = 0; 2 - b = 1,57; x - S(2) = 10; - S(2) = 1; O - S(2) = 0,1; - S(2) = 0,01

На рис. 10.49 і 10.50 відповідно до рис. 10.48 наведено графік залежності  від початкової фази  і графік залежності множника Лагранжа  , Що забезпечує заданий рівень обмеження складності від кутової швидкості руху діі.

Важливим висновком з наведених результатів є висновок про сильну залежність  (Для фіксованої кутової швидкості руху діі) від початкової фази діі  . Даний висновок добре узгоджується з фізичними уявленнями. Для перевірки можливого впливу на  фіксації моменту часу  був проведений експеримент, в якому момент часу операції не фіксували. Результати відрізнялися від наведених не більше, ніж на 10% (при  , См. (8.40)). Таким чином, описані експерименти показують необхідність осреднения результатів по початковій фазі і допустимість експериментування з фіксованим моментом часу закінчення операції .

осереднення  по початковій фазі  , Рівномірно розподіленим в інтервалі (  ) з отриманням  (Індекс «отн» опущений) призводить до результатів на рис. 10.51 і 10.52.

З цих результатів випливає висновок про ефективність рухів діі з кутовими швидкостями  , При яких має місце викид ПРР за базу .

Мал. 10.49. Залежність помилки від початкової фази
 при :
 x - а = 1,5; - а = 15; O - а = 0,2; - а = 0,9

Мал. 10.50. Залежність множника Лагранжа від кутової швидкості
 при :
 x - b = 0,157; - b = 0; 1 - S(2) = 0,1; 2 - S(2) = 10

Мал. 10.51. Залежність помилки від кутової швидкості з осреднением по фазі
 при :
 x - S(2) = 10; - S(2) = 1; O - S(2) = 0,1; - S(2) = 0,01

Мал. 10.52. Залежність дисперсії помилки від кутової швидкості з осреднением по фазі при

На рис. 10.53 - 10.55 наведені результати дослідження чутливості отриманих вище оцінок до зміни параметрів ІПФ «прототипу» (10.85). Загальним висновком дослідження є висновок про невисоку чутливості величин и  до зміни в широких межах параметрів «прототипу» (див. рис. 10.53 - 10.55). Цей висновок підтверджується при експериментуванні з нестаціонарної ІПФ «прототипу» і двоканальної моделлю ПРР.

Осредненние по початковій фазі  результати дослідження ефективності обертального руху діі при використанні нестаціонарної ІПФ «прототипу» (10.77) наведені на рис. 10.56, 10.57. Ці результати підтверджують висновок, отриманий з використанням стаціонарної ІПФ «прототипу» про ефективність звернення діі з кутовими швидкостями .

В рамках одноканальної моделі ПРР і нестаціонарнойІПФ «прототипу» проведено також дослідження з урахуванням мультиплікативної завади, яка, як і аддитивная, апроксимувати стаціонарним і «білим» шумом і пов'язувалася з флюктуацией центру випромінювання джерела (ДІІ). В результаті дослідження було виявлено: 1) що в діапазоні природних флуктуацій центру випромінювання джерела мультипликативная перешкода слабко впливає на результати; 2) що штучне збільшення рівня флуктуацій центру випромінювання джерела до  призводить до збільшення СКО «промаху» до  полубази і може служити ефективним засобом зменшення ймовірності ураження джерела випромінювання.

Мал. 10.53. Залежність помилки від кутової швидкості з осреднением по фазі
 при :
- S(2) = 1,0; o - S(2) = 0,1; - S(2) = 0,01

Мал. 10.54. Залежність помилки від кутової швидкості з осреднением по фазі
 при

Мал. 10.55. Залежність помилки від кутової швидкості з осреднением по фазі
 при

Мал. 10.56. Залежність помилки від кутової швидкості з осреднением по фазі
 для нестаціонарного прототипу

Мал. 10.57. Залежність дисперсії помилки від кутової швидкості з осреднением по фазі для нестаціонарного прототипу

Мал. 10.58. Залежність дисперсії помилки від близькості до прототипу ПРР
 і рівня адитивних перешкод

Таким чином, за допомогою одноканальної моделі ПРР виявлено ряд якісних особливостей зміни «промаху»  (Щодо діі) в залежності від змінних параметрів і параметрів «прототипу». Однак отримані результати не дозволяють повністю оцінити ефективність знайдених режимів ухилення ПРР від РЛС. В [54] наведені результати дослідження двоканальної моделі ПРР.

Про оцінку ефективності нерухомого діі і РЛС при змінному маскировании (див. [54]).

В даному пункті основна увага була звернена на максимізацію ухилення ПРР щодо системи РЛС-діі, тобто на аналіз даного завдання зближення-ухилення з позиції системи РЛС-діі при мінімізують промах властивості СУ ПРР в околиці прототипу.

Очевидні можливості завдання для мінімізує промах боку - СУ ПРР при досить великому допустимому «відхід» від прототипу.



 Оптимізація управління конфліктуючих коаліцій технічних систем (середній рівень) |  Алгоритм і алгоритмічний процес
© um.co.ua - учбові матеріали та реферати