Способ определения оценок летно-технических характеристик ракет по результатам пусков

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способам статистического оценивания характеристик ракет. В способе определения оценок летно-технических характеристик ракет по результатам пусков в качестве исходных данных используют результаты измерений любого параметра, при этом в качестве модели оцениваемого параметра используют нестационарную локально-сплайновую модель второй степени гладкости, определяют первичные оценки параметра в дискретные моменты времени. Полученные первичные оценки учитывают как исходные данные и, используя для оценивания параметра стационарную локально-сплайновую модель четвертой степени гладкости и задавая необходимый шаг дискретности модели, определяют вторичные оценки и формируют аппроксимирующую функцию, позволяющую определить оценки летно-технических характеристик в любые заданные моменты времени. Техническим результатом изобретения является повышение точности, надежности и достоверности оценок летно-технических характеристик ракет. 1 ил.

 

Изобретение относится к способам статистического оценивания динамических систем, а точнее, к способам определения оценок летно-технических характеристик ракет по результатам измерений, полученных при проведении пусков, и может быть использовано при анализе результатов пусков всех типов ракет и других летательных аппаратов.

Известен способ определения оценок летно-технических характеристик ракет по результатам измерений, получаемых при проведении пусков [1, 2], в котором модель оцениваемого параметра принимается локально-сплайновой определенной степени гладкости и проводится сглаживание измерительной информации методом наименьших квадратов.

Однако этот способ позволяет получить оценки измеряемого параметра только на тех участках, где имеются результаты измерений. На участках сбоя (отсутствия) измерительной информации определить оценки невозможно. Как показывает практика пусков ракет, практически всегда в полученной измерительной информации имеются участки сбоя, на которых значения параметров остаются неоцененными.

При использовании этого способа значительно (в несколько раз) сокращается объем выборки, что делает невозможным дальнейшую обработку измерительной информации.

Применение этого способа предполагает обязательное наличие априорной информации о вероятностных характеристиках погрешностей измерений и оцениваемого параметра. Принимается: погрешности измерений аддитивны (типа белого шума), математическое ожидание равно нулю, среднеквадратическое отклонение известно, что зачастую не соответствует действительности. В итоге полученные оценки не соответствуют реальному процессу функционирования ракеты в полете.

Наиболее близким по технической сущности является способ [3], в котором, принимая в качестве модели оцениваемого параметра нестационарную локально-сплайновую модель, сглаживают результаты внешнетраекторных измерений методом наименьших квадратов. Из ограниченного множества данных многократно выбирают такое количество измерений, которое необходимо для получения одной точечной оценки. Определяют среднее значение из полученного множества точечных оценок. Повторяют процедуру при смещении интервала на одно измерение по всей измерительной информации.

Однако этот способ применим только для медленноменяющихся параметров, каковыми являются результаты внешнетраекторных измерений. При использовании этого способа для других видов измерений (телеметрических, измерений радиотехнической системы специального контроля и др.), особенно для быстроменяющихся параметров, полученные оценки не всегда адекватны реальному процессу функционирования ракет в полете, т.е. не удовлетворяют заданной точности и достоверности.

Помимо этого, указанный способ позволяет определять оценки параметров только на равномерной сетке узлов, т.е. в дискретные моменты времени с постоянным шагом дискретности, что значительно сужает возможности решения задачи оценивания и не позволяет определить значения параметров на заданные (необходимые) моменты времени.

Так как этот способ использует локально-сплайновую модель второй степени гладкости, то его использование для определения точных надежных и достоверных оценок некоторых параметров невозможен, имеют место разрывы производных более высоких порядков.

Целью изобретения является определение точных, надежных и достоверных оценок любых летно-технических характеристик ракет по результатам любых измерений, полученных при проведении пусков, путем дополнительного использования в качестве модели оцениваемого параметра стационарной локально-сплайновой модели четвертой степени гладкости для определения вторичных точечных оценок в любой момент времени.

Цель достигается тем, что помимо известного способа определения оценок параметров, который заключается в многократном сглаживании результатов внешнетраекторных измерений методом наименьших квадратов, определением первичных точечных оценок на заданной области значений аргумента и формированием вектора дискретных значений первичных точечных оценок на всем полученном интервале измерений, дополнительно используется стационарная локально-сплайновая модель оцениваемого параметра четвертой степени гладкости и принцип скользящего среднего. В итоге формируется аппроксимирующая функция со значительно улучшенными свойствами оценок летно-технических характеристик ракет.

От известного решения заявляемый способ отличается тем, что повторно решается задача оценивания летно-технических характеристик ракет с помощью принципа скользящего среднего, но уже с использованием стационарной локально-сплайновой модели оцениваемого параметра повышенной (четвертой) степени гладкости, что позволяет сделать вывод о соответствии заявляемого решения критерию «новизна».

Сущность способа заключается в том, что применение известных способов для определения оценок всех возможных параметров функционирования систем и составных частей ракет в полете с точностью, надежностью и достоверностью, которые необходимы для описания процессов, происходящих в полете, в любой момент времени, по некачественной измерительной информации невозможно. Эта задача решается в результате дополнительного использования стационарной локально-сплайновой модели оцениваемого параметра повышенной (четвертой) степени гладкости и принципа скользящего среднего при минимуме априорной информации. Способ позволяет: обеспечить требуемые точность, надежность и достоверность получаемых оценок различных летно-технических характеристик ракет; использовать в качестве исходных данных результаты различных видов измерений; определять оценки на длительных участках сбоя измерительной информации, при значительном разбросе по амплитуде результатов измерений; исключить дополнительные погрешности оценивания в случае недостоверности априорной информации о статистических характеристиках погрешностей измерений и оцениваемого параметра; сохранить объем выборки; обеспечить необходимую гладкость аппроксимирующей функции; свести к минимуму влияние на результат «человеческого фактора»; исключить проблемы, связанные с интегрированием системы дифференциальных уравнений.

Все это позволяет судить о соответствии заявляемого решения критерию «изобретательский уровень».

Изобретение поясняется фиг. 1, иллюстрирующей конкретное использование способа на примере определения оценок одного из параметров движения ракеты в полете, где T - время, X - значения параметра, 1 - результаты измерений, 2 - оценки, полученные с использованием метода наименьших квадратов и нестационарной локально-сплайновой модели второй степени гладкости, 3 - оценки параметра, полученные с использованием принципа скользящего среднего и стационарной локально-сплайновой модели четвертой степени гладкости. Как видно из приведенного примера, оценки 3 по своим свойствам значительно превосходят оценки 2.

Источники информации

1. Сухорученков Б.И., Меньшиков В.А. Методы анализа характеристик летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1995, (368 с.), с. 75-92.

2. Сухорученков Б.И. Математические модели и методы анализа характеристик летательных аппаратов. - М.: МО СССР, 1989, (340 с.), с. 86-103, 123-129.

3. EP, заявка на изобретение 2008146827/11 «Способ восстановления значений характеристик летательного аппарата по некачественной измерительной информации», МПК B64C 23/00, 2008.

Способ определения оценок летно-технических характеристик ракет по результатам пусков, заключающийся в том, что задача оценивания летно-технических характеристик ракет по результатам измерений решается с использованием локально-сплайновых моделей оцениваемого параметра и принципа скользящего среднего последовательно в два этапа, отличающийся тем, что после определения в дискретные моменты времени первичных точечных оценок с использованием в качестве модели оцениваемого параметра нестационарной локально-сплайновой модели второй степени гладкости, по полученным данным, используя в качестве модели оцениваемого параметра стационарную локально-сплайновую модель четвертой степени гладкости, с повышенными точностью, надежностью и достоверностью определяются вторичные точечные оценки и формируется аппроксимирующая функция, позволяющая определить оценки на любой момент времени.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к способу и системе управления для управления аэродинамическими средствами летательного аппарата и летательному аппарату, содержащему такую систему.

Воздушное транспортное средство, имеющее двусторонне асимметричную конструкцию, содержит корпус, имеющий продольную ось, и асимметрично удлиненные гондолы двигателей.

Изобретение относится к системам управления обтеканием летательного аппарата при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета. Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа содержит подводной канал с обратным клапаном, разрядную камеру со встроенными игольчатыми электродами, сопло эжектора, камеру смешения, полость разрежения со щелью, соединяющей полость разрежения с поверхностью крыла, выходной диффузор.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Пилон (30) имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными боковыми поверхностями и продольно между передней кромкой (31) и задней кромкой (33).

Изобретение относится к способу управления продольным движением самолета на посадке. Для управления продольным движением самолета на посадке формируют основной управляющий сигнал на привод руля высоты, формируют и адаптивно отслеживают заданную высоту полета путем определения и минимизации угла между вектором траекторной скорости полета и направлением на программно имитируемую цель, движущуюся по заданной траектории на заданном расстоянии от центра масс самолета, формируют вспомогательный сигнал на привод секций интерцепторов на этапах захвата и стабилизации глиссады, выравнивания с реализацией ухода на второй круг при необходимости.

Изобретение относится к артиллерии, боеприпасам, в частности к способу уменьшения донного сопротивления снаряда или пули. Тело имеет один канал, связывающий боковую поверхность и донную часть тела.

Изобретение относится к области аэродинамики тел вращения. Осесимметричное тело вращения (ОТВ) (форма снаряда) с оживальной или заостренной носовой частью содержит дополнительный аэродинамический профиль (АП) (фиксированный, цельноповоротный, поворотный с разными осями вращения, разрезной, цельновыдвижной, адаптивный) в калиберном, подкалиберном, надкалиберном положении.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и касается тепловой защиты частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способам статистического оценивания характеристик ракет. В способе определения оценок летно-технических характеристик ракет по результатам пусков в качестве исходных данных используют результаты измерений любого параметра, при этом в качестве модели оцениваемого параметра используют нестационарную локально-сплайновую модель второй степени гладкости, определяют первичные оценки параметра в дискретные моменты времени. Полученные первичные оценки учитывают как исходные данные и, используя для оценивания параметра стационарную локально-сплайновую модель четвертой степени гладкости и задавая необходимый шаг дискретности модели, определяют вторичные оценки и формируют аппроксимирующую функцию, позволяющую определить оценки летно-технических характеристик в любые заданные моменты времени. Техническим результатом изобретения является повышение точности, надежности и достоверности оценок летно-технических характеристик ракет. 1 ил.

Наверх