Фрагмент базы знаний для Пр С/С «Защита с нападением»

В базе знаний для Пр С/С «Защита с нападением» в ответ на реализовавшийся пуск ракеты R(И2) организуется последовательность виртуальных пусков ракеты R(И1) с разных дальностей до цели И2 для различных пар траекторных стратегий истребителей И1 и И2 и возможных циклов помех с их бортов. В проблемной субситуации используется блок генерирования гипотез траекторного маневрирования.

На рис.2 была представлена структура базы знаний БОСЭС ДБВ 1х1, обеспечивающая решение задач в ПрС/С «Нападение», «Защита с нападением» и «Защита».

В таблице 5 приведён перечень допустимых фрагментов траекторий для нашего истребителя И1 и истребителя противника И2.

Со стороны истребителя выбирается тот противоракетный манёвр, который ещё спасает И1 от пущенной по нему ракеты противника из следующего приоритетного ряда (в порядке увеличения сложности его выполнения): маневр в горизонте, маневр в вертикали и маневр в пространстве.

Выработка рекомендаций в Пр С/С «Защита с нападением». Проблемная субситуация «Защита с нападением» назначается в том случае, когда был пуск со стороны противника, а истребитель И1 либо уже осуществил упреждающий пуск, либо может организовать ответный пуск. Цель ситуации – сформировать эффективную защиту от ракеты противника и реализовать успешный пуск своей ракеты. База знаний БОСЭС ДБВ 1х1 в этой ситуации строится на базе игры И1 и И2 в условиях, когда И2 сделал свой ход первым (пустил ракету R(И2)).

Так как в Пр С/С «Защита с нападением» известно о моменте пуска ракеты противника, то рассчитывается не матрица, а вектор реализации стратегий в каждый текущий момент времени (таблица 6)

Расчётные формулы критерия F идентичны расчётным формулам в Пр С/С «Нападение».

Для каждого сочетания моментов виртуальных пусков ракет с И1 и И2 и соответствующего количества циклов активных помех (применения САП) выполняется расчёт критерия F=P2-P1, где Р1 и Р2 – вероятность поражения истребителя И1 и И2 соответственно. Стратегия, соответствующая максимальному элементу этого вектора, будет являться оптимальной и предъявляться на ИУП. Расчёт Р1 и Р2 различен в зависимости от типа попадания ракеты истребителя И1. Всего возможно четыре типа попадания ракеты: упреждающее попадание (УПоп), одновременное попадание (ОПоп), запаздывающее (ЗПоп), непопадание (НПоп). Формулы расчёта параметра F для каждого из попаданий выглядят следующим образом:

Вот так, например, будет выглядеть реализация упреждающего попадания при запаздывающем пуске:

 

При моделирования Пр С/С «Защита с нападением» нам понадобятся:

1. Ячейка таблицы D(R(И1)) для Тр.И1-Тр.И2
2. АТАМАН (И2) для Тр И2
3. АММ(И1): захват ГСН МП R(И1)
4. АТАМАН (И1) для Тр И1 с момента пуска ракеты R(И1) с учётом момента реального пуска
5. АММ (И2), захват ГСН МП R(И2)
6. Алгоритм расчёта rсап (И1,1), rсап(И2,1), rсап(И1,2), rсап(И2,2)
7. Алгоритм расчета P2-P1.

Теперь остановимся на математической модели АТАМАН. Ниже приведена его структурная схема.

Модули АТАМАН (истребитель) и АТАМАНц (самолет-цель), представленные на рассматриваемом рисунке, имеют одинаковую структуру и состоят из следующих блоков:

ОПО (относительное положение объектов) вычисляет переменные относительного расположения самолета-цели;

ЛВМ (логика выбора маневров) содержит логику подключения внутренних алгоритмов модели «АТАМАН» для отработки заданного в блоке БСУ маневра и формирования параметров этого маневра для блока ФУС;

ФУС(формирование управляющих сигналов) формирует управляющие сигналы самолета по заданным параметрам, полученным из модуля ЛВМ;

БДИ(база данных истребителя) объединяет данные (аэродинамические и др.) по своим истребителям и самолетам противника (истребителям и ударным самолетам), возможности и ограничения по летно-техническим характеристикам этих самолетов;

ТДО(траекторное движение объекта) включает систему дифференциальных уравнений управляемого движения самолета. На основе сигналов от блоков БДИ, ЛВМ и ФУС выполняется интегрирование этой системы уравнений.

Для замыкания всех связей между двумя (и более) ММ, обеспечивающими полет и наведение самолетов друг на друга необходимы следующие два блока, являющиеся внешними для ММ «АТАМАН»:

ИУМ (исходные условия моделирования) формирует исходные условия моделирования: местоположения и векторы скоростей самолетов, типы (характеристики) самолетов;

БСУ (блок ситуационного управления) – блок логики переключения с одного фрагмента траектории полета самолета-истребителя на другой. В нём заложена логика полета самолета, определяемая конкретной задачей. Вся требуемая траектория полета самолета разбивается на фрагменты, каждый из которых описывается двумя управляющими командами (горизонтальная и вертикальная компоненты маневра формируются отдельными командами). На выходе блока также содержатся параметры этого маневра.

Входы ММ «АТАМАН»: тип самолета (истребитель, маломаневренный самолет и т.п.); идентификатор и параметры маневра; – текущие значения фазовых координат самолета; – текущие значения фазовых координат самолета противника цели.

Выходы ММ «АТАМАН»: – новые значения фазовых координат траектории полета самолета.

Параметрымодели:

· высотно-скоростная характеристика конкретного самолета;

· значения величин на различных режимах полета: ;

· коэффициенты аппроксимации обобщенных аэродинамических характеристик самолета

Будем понимать под исходными данными модели совокупность таких данных (скалярные переменные, массивы, структуры и т.п.), которые до начала моделирования полета самолета следует задать (загрузить из файлов). Эти данные не будут подвержены изменениям на протяжении всего процесса эксперимента (например, в течение всего процесса ведения ДВБ не должны меняться ЛТХ самолета и его цели).

Начальные условия моделирования: декартовые координаты самолета в земной системе координат , модуль скорости полета самолета и углы и самолета.

Модель «АТАМАН» позволяет реализовать в автоматическом режиме следующий набор фрагментов траектории полета боевого самолета, из которых можно составлять любые траектории, применяемые на этапе ввода группы самолетов в воздушный бой и при ведении дальнего воздушного боя:

1) стабилизация курса (прямолинейное равномерное движение);

2) стабилизация высоты;

3) разгон и торможение;

4) набор и снижение;

5) разворот на заданный угол (в горизонте);

6) боковое смещение (в горизонте);

7) методы наведения: кривая атаки, параллельное сближение, погоня;

8) тактический отворот (в горизонте);

9) тактический отворот (в вертикали);

10) гарантированный отворот (в горизонте);

11) гарантированный отворот (в вертикали).

Конкретная траектория полета самолета формируется из перечисленных фрагментов, которые стыкуются между собой логическими условиями переключения (например, переключение происходит при достижении требуемой дальности до самолета противника).

Теперь рассмотрим более подробно аппроксимирующую математическую модель ракеты. Будем описывать процесс наведения управляемой ракеты на самолет-цель при следующих допущениях:

1) полет ракеты происходит только под действием тяги двигателя, сил лобового и индуктивного аэродинамического сопротивления и силы тяжести;

2) двигатель ракеты создает постоянную тягу (за которую принято отношение средней тяги двигателя ракеты к средней массе ракеты за время работы двигателя ракеты) только в течение секунд с момента старта ракеты:

3) воздействие сил лобового и индуктивного аэродинамического сопротивления на полет ракеты учитывается соответственно двумя постоянными параметрами (обобщенные коэффициенты лобового и индуктивного сопротивления), зависящими от условий старта ракеты:

4) контур наведения ракеты полагается безынерционным, обеспечивая мгновенную отработку заданных управляющих сигналов;

5) окончание наведения ракеты наступает при выполнении в некоторый момент времени хотя бы одного условия: 1) попадание ракеты в некоторую окрестность цели , где - радиус этой окрестности (малая величина), - дальность «ракета-цель» в момент ; 2) снижение скорости полета ракеты до скорости цели (в данной работе принято ).

Движение центра масс ЛА в пространстве (в земной системе координат) в случае полета без скольжения с неизменной массой ЛА описывается следующей системой дифференциальных уравнений [1]:

(1)

где – ускорение силы тяжести; – тангенциальная и нормальная скоростная перегрузка летательного аппарата (ЛА); – тяга двигателя ЛА; – сила лобового сопротивления ЛА; – аэродинамическая подъемная сила ЛА; – масса ЛА; – скоростной угол крена ЛА; – скорость полета ЛА; – углы поворота и наклона траектории полета ЛА; – декартовые координаты ЛА в земной системе координат. Следует заметить, что здесь положительный отсчет угла выполняется по часовой стрелке. В системе (1) фазовыми координатами являются переменные ; управляющими сигналами – . Принята безынерционная отработка управляющих сигналов.

Воспользуемся квадратичной аппроксимацией поляры ракеты:

,

где ; – скоростной напор; – плотность воздуха на заданной высоте . Управляющими сигналами ракеты выберем в системе (1) величины , Величина при (скоростях более 300 м/с) может быть аппроксимирована зависимостью . Тогда система дифференциальных уравнений полета ракеты на основе системы (1) будет иметь вид:

(2)

 

где – соответственно скорость и высота полета ракеты; – остальные декартовые координаты ракеты в земной системе координат; – углы поворота и наклона траектории ракеты (положительный отсчет угла – по часовой стрелке); управляющие сигналы ракеты (в соответствии с методом пропорциональной навигации)

– вектор дальности «ракета-цель»; – вектор скорости полета самолета-цели; – навигационный коэффициент модели ракеты; ограничение управляющего сигнала ракеты ; – компоненты угловой скорости вращения линии дальности «ракета-цель» в связанной с ракетой системе координат (поворот этой системы координат относительно земной только на углы поворота и наклона траектории полета ракеты – полускоростная система координат ):

вектор угловой скорости линии дальности «ракета-цель» в земной системе координат

В уравнениях (2) используется экспоненциальная зависимость (таблица стандартной атмосферы, ГОСТ 4401-81) плотности воздуха от высоты полета летящего объекта: где – высота полета (в метрах), , .

Назовем эту математическую модель движения ракеты аппроксимационной (АММ) и введем для нее обозначение , где:

– обобщенный коэффициент тяги двигателя ракеты (отношение средней тяги двигателя ракеты к средней массе ракеты за время работы двигателя ракеты),

– продолжительность работы однорежимного двигателя ракеты (продолжительность активного участка),

– обобщенный коэффициент лобового сопротивления ракеты соответственно на активном и пассивном (с отработавшим двигателем) участке ее полета,

– обобщенный коэффициент индуктивного сопротивления ракеты соответственно на активном и пассивном (с отработавшим двигателем) участке ее полета.

Параметры АММ зависят от следующих переменных в момент старта ракеты: от типа ракеты, высоты и скорости полета истребителя, пускающего ракету. Они полагаются константами на протяжении всего времени полета ракеты.

Эту модель удобно использовать при решении задачи сопровождения УР противника неизвестного типа и расчета для нее максимальной (Дmax), тактической (Дтп) и гарантированной (Дгп) дальностей пуска ракеты (т.е. пуск ракеты по неманеврирующей цели (Дmax), и цели, совершающей маневры тактический (Дтп) или гарантированный (Дгп) отворот).

Теперь опишем логику программы, которая бы моделировала дальний воздушный бой в Пр С/С «Защита с нападением». Приложение должно выдавать летчику рекомендации к определенным действиям в зависимости от различных факторов. Это программное обеспечение работает только с ТБС «ДБВ 1х1». Мы в нем не рассматриваем процедуру перехода на эту стадию боевого вылета самолета. Однако можем заметить, что летчик может свести ситуацию воздушного боя с несколькими противниками к описанному выше «ДБВ 1х1». Мы конечно понимаем, что это приведет к «последовательной» выборке самолетов противника на атаку. То есть сначала БЦВМ определит для нас приоритетную цель и мы начинаем с ней сближаться для перехода в бой 1х1, и в данном случае мы могли бы воспользоваться алгоритмом, который будет описан дальше. Но этот алгоритм не будет учитывать условий внешней среды в виде возможных пусков и атакующих маневров других самолетов из группы противника. Ситуация может получиться курьезная: БЦВМ дает нам одну приоритетную цель, потому что алгоритм работы БОСЭС «ДБВ 1х1» использует в качестве входных начальных условий данные только об одной цели, а в это время следующая «по значимости» цель будет в 50 метрах от самолета противника, выбранного в качестве основного. Таким образом летчик, использующий данный алгоритм, ничего не подозревая о других целях будет получать рекомендации только для одной цели, не обращая внимания на действия других сил противника. Мы считаем что предложенная нами концепция алгоритма является работающей в пределах тех упрощений, которые мы озвучим впоследствии, но для достижения совершенства нужна интеграция с другими БОСЭС для данного типа летательного аппарата.

Основным источником, используемым для осуществления работы алгоритма, является лабораторная работа №3 по курсу «Синтез систем бортовых алгоритмов ЛА» на тему «Исследование фрагментов дальнего воздушного боя 1х1 с целью выработки рекомендаций экипажу истребителя по пуску ракет и выполнению противоракетных маневров» и лекции д.т.н. Федунова Б.Е. Также мы используем программное обеспечение, являющееся приложением к лабораторной работе №3, которое позволяет рассчитывать ПИБ для различных сочетаний тактик противника.

Таким образом, первое что нам необходимо вычислить –это начальные значения фазовых координат движения самолета противника и нашего самолета: .

Мы можем вычислить эти значения для самолета-противника, используя собственную визирную систему, а при помощи акселерометров и инерциальной системы управления мы вычисляем значения фазовых координат в каждый момент времени полета нашего самолета. Мы не ставим перед собой задачу описания физического принципа измерения всех этих величин или описания процедуры их вычисления в БЦВМ самолета-носителя на основе данных, поступающих с различных датчиков.

Таким образом во время несения боевого дежурства в случае обнаружения самолета-противника мы переходим в режим «ДБВ1х1» путем нажатия на соответствующую кнопку на приборном оборудовании кабины истребителя. Перед нами сразу же появляется индикация, соответствующая текущей ТБС.

Далее опишем имитационную модель развития боя с использованием программного обеспечения из ЛР №3. Мы будем считать, что знаем начальные значения фазовых координат движения нашего самолета и самолета противника. Используем эти данные для активизации работы программы, вычисляющей ПИБ для различных сочетаний тактик при заданных начальных условиях. То есть мы считаем, что БЦВМ самолета, несущего боевого дежурство, уже вычислила все необходимые значения фазовых координат движения обоих самолетов в начальный момент времени. Повторюсь, начальный момент времени в данном случае – момент обнаружения нашим самолетом самолета противника. Далее мы запускаем процесс вычисления ПИБ и ждем результатов. Тут следует уточнить, что мы рассматриваем не все возможные тактики движения самолета-противника и нашего самолета, а только некоторые из них. Всего мы рассматриваем 4 возможных тактики поведения самолета противника и 4 тактики движения нашего самолета. Таким образом, путем произведения несложных вычислений, становится понятно, что всего мы рассматриваем 16 возможных сочетаний траекторий нашего самолета и самолета противника. По окончании вычислений, производимых ПО из ЛР№3, нам выдаются 16 ПИБ, соответствующих каждому из возможных сочетаний траекторий движения, по заданным начальным данным.

ПИБ представлены в виде графиков. Мы за отсутствием достаточного опыта в программировании немного их упростим, переведя каждый из этих графиком в массивы данных, с которыми нам уже будет проще работать. В каждом ПИБ вертикальный срез описывает упреждающий пуска ракеты с нашего истребителя и возможный запаздывающий пуск ракеты с самолета противника. Горизонтальный срез показываем обратную ситуацию: упреждающий пуска ракеты с самолета противника и запаздывающий пуск с нашего самолета. Нам будет известна дальность между самолетами в начальный момент времени. ПИБ будет вычислен для дальностей возможных пусков ракет с расстояния от 1 км до дальности возможного пуска ракет. Мы считаем, что на обоих самолетах находятся идентичные друг другу по типу ракеты. Мы также считаем что самолеты сами являются представителями одного и того же поколения самолетов со схожими ТТХ. Поэтому ЗВП у них будут одинаковые. Допустим что ЗВП ограничена дальностью 25 км. Мы в нашем алгоритме предлагаем либо для каждой дальности (для каждого км), либо для каждого диапазона дальностей (если на этом диапазоне у нас наблюдается практически идентичные варианты исходов боя) вычислять массив данных. В этом массиве мы будем отмечать диапазоны дальностей, соответствующих различным исходам боя, как то: недолет ракеты, поражение И1-нашего самолета, поражение И2- самолета противника, взаимное поражение. Чтобы более наглядно это пояснить приведем небольшой пример. Но перед этим хотелось бы подчеркнуть одну фундаментальную вещь в нашем алгоритме. Изначально при переводе нашего истребителя в режим «ДБВ 1х1», в случае отсутствия пуска ракеты с самолета противника летчику будет выдаваться информация по упреждающему пуску с нашего самолета, то есть будет выдаваться информация на каждой дальности, что будет если пустить ракету сейчас. Мы в нашем алгоритме не выдаем информацию по запаздывающему пуску ракеты с нашего самолета, пока не произошел пуск ракеты с самолета-противника. Зачем гадать, что будет, если противник пустит сейчас ракету, ведь пока он не пустил, мы считаем лучше индицировать летчику, что будет при его упреждающем пуске на текущей дальности до самолета-противника. И только, если происходит пуск ракеты с самолета-противника, и это фиксируется приборами то по наш алгоритм сразу же переводит проблемную с/с «Нападение», которая включается по умолчанию сразу, как только летчик перешел в режим «ДБВ 1х1», в проблемную с/с «Защита с нападением». И тогда летчику на ИЛС предъявляется информация об исходах боя при его запаздывающем пуске.

Перейдем к рассмотрению ситуации, когда противник совершает первым пуск своей ракеты. В нашем алгоритме предлагается сразу после фиксации пуска ракеты самолетом противника сбрасывать всю индикацию, касающуюся с/с «Нападение» и переходить к с/с «Защита с нападением». На ИЛС также будет выводится цветовая индикация по диапазонам возможных исходов, только теперь будет рассматриваться наш запаздывающий пуск. Мы предлагаем ограничиться выводом только цветовой индикации для различных диапазонов дальностей в с/с «Защита с нападением». Цвет диапазона дальности и соответствующий ему исход боя будет таким же как и для с/с «Нападение».

Получается для данного сочетания тактик, при котором противник пускает с определенной дальности ракету по нашему самолету, будем соответствовать своя шкала, показывающая диапазоны дальностей , при пуске нашей ракеты с которых мы будем получать определенный исход боя. Тут летчик может, как мы полагаем интуитивно догадаться, какие действия ему лучше предпринять. Ведь если на выводимой цветовой шкале будет исход «Наша победа», то летчик просто дождется пока сблизится на эту дальность с самолетом противника и осуществит запаздывающий пуск. Если летчик видит что исхода «наша победа» нет, а исходов «взаимный недолет» почти нет, и вся цветовая шкала показывает что будет либо «наше поражение», либо «взаимное поражение», что для летчика одинаково неблагоприятно, то он поймет, что ему нужно срочно делать отворот и ставить помехи ракете противника.

Однако наш алгоритм все-таки предлагает летчику небольшую помощь в этом вопросе. Воспользуемся все тем же параметром «Р», если его значение для с/с «Защита с нападением» будет меньше 0.2, то БОСЭС переводит с/с «Защита с нападением» в с/с «Защита». Этак рекомендация будет и индицироваться летчику в виде мигающего слова «Защита» на ИЛС и дублироваться будет речевым сообщением в шлемофон.

Вся информация, рассмотренная выше и выдаваемая летчику на ИЛС и в шлемофон, соответствует определенному сочетанию тактик и текущей дальности.

Возникает вопрос по поводу того, как определить какое сочетание тактик должно рассматриваться в текущий момент времени и для какой дальности должна выдаваться рекомендация в текущий момент времени. Начнем с рассмотрения второй части вопроса. В ходе решения ДУ движения нашего самолета и самолета противника мы в каждый момент времени можем получать значения фазовых координат движения. Таким образом в каждый момент времени мы будем знать значения X,Y,Z для нашего самолета и самолета противника. Зная их, можно путем простых алгебраических вычислений получить значение дальности между самолетами в текущей момент времени. Дальность будет равна квадратному корню из суммы квадратов разностей значений координат X,Y,Z для нашего самолета и самолета противника.

При решении вопроса об определении сочетания тактик в текущий момент времени будем руководствоваться следующей логикой. Сначала мы определяем первый этап траектории полета самолета противника, чтобы для него выбрать оптимальную траекторию полета нашего самолета. Мы рассматриваем 4 возможных траектории движения самолета противника, именно комбинированные, которые состоят из нескольких составных маневров. По аналогии у нас имеются на рассмотрение 4 комбинированных траектории движения нашего самолета. Первый этап траектории движения противника мы определяем на основе следующего алгоритма, реализуемого программой, но не в рамках нашей работы. Суть этой процедуры такова: через какие-то дискретные промежутки времени которые мы можем сами задать, например 5 или 10 секунд, проводятся замеры контрольных параметров движения самолета противника, далее они анализируются в этой программе, измеряется угловая скорость движения самолета противника, и в соответствии с этим выдается каждые 5 или соответственно 10 секунд информация о текущем этапе траектории движения противника. То есть когда он движется прямо на нас выдается признак «кривая атаки», если он движется под каким-то углом, то выдается признак «ТО» с обозначением угла. Далее эта информация поступает на вход в наш алгоритм. Зная конкретный первый этап составной траектории движения противника, мы должны выбрать какую из составных траекторий использовать для ответа. Наш алгоритм предлагает решать задачу выбора оптимальной траектории движения нашего самолета в ответ на определенную траекторию движения противника следующим образом. Следует отметить следующие важные особенности нашего алгоритма. Как уже было сказано выше, наш алгоритм апеллирует большим массивом данных, который мы получаем в свою очередь путем ручного забивания данных на основе ПИБ вычисленного для определенных начальных условий .На текущей дальности, процедура вычисления которой была описана выше, мы используем данные из 4 ПИБ. Получается это, потому что первый этап траектории противника уже определен, и мы теперь рассматриваем 4 возможных ответных траектории. Поэтому рассматриваем 4 ПИБ, соответствующих 4 сочетаниям наших тактик с выбранной тактикой противника. Эти ПИБ предъявляются нашему алгоритму на вход в виде массивов данных, процедура заполнения которых была описана выше. Таким образом на текущей дальности мы сравниваем значения параметра «Р» каждой нашей ответной траектории друг с другом. После проведения процедуры сравнения мы получаем, что для какой-то траектории этот параметр имеет наибольшее значение, эту траекторию мы и выбираем в качестве нашей ответной. А дальше идет выработка рекомендации и индицировании ее и цветной шкалы диапазонов возможных исходов боя на ИЛС. Следует добавить к индикации, выводимой на ИЛС также рекомендацию в виде словесного обозначения текущего рекомендованного этапа полета нашего самолета, который является оптимальным ответом на текущий этап полета самолета противника. Физически это будет выглядеть на ИЛС в виде сокращенного буквенного обозначения соответствующих этапов полета нашего самолета. Например, если рекомендуется совершать маневр тактический отворот 30^о, то летчику на ИЛС в режиме «ДБВ 1х1» в текущей проблемной субситуацие под обозначением рекомендуемых действий в плане использования оружия : «Атака», «Продолжение сближения» будет выводиться строка следующего вида «ТО30^о». Если нужно делать гарантированный отворот, то будет выводиться «ГО». Если кривая атаки, то «КА». Тут конечно может возникнуть вопрос, а что делать летчику, если по этой логике для текущего этапа траектории самолета противника, нам выдается какой-то этап движения нашего самолета, а значение параметра «Р» при этом будет меньше 0.2, что означает вывод на ИЛС в с/с «Нападение» рекомендации «немедленный отворот». Тут можно поступить следующим образом. Пропишем логическое условие, которое при выявлении того факта, что значение параметра «Р» будет меньше 0.2, не будет выдавать нам рекомендацию по текущему этапу составной траектории полета нашего самолета, а выдаст мигающую словесную рекомендацию «немедленный отворот».

 

Заключение

Бортовая оперативно советующая экспертная система дальнего воздушного боя (БОСЭС ДБВ 1х1) в каждый момент времени протекания воздушного боя предъявляет экипажу истребителя рекомендации: об оптимальном маневре, моменте пуска своей ракеты и моментам применения информационных помех. Этот образец может являться основой для макетирования бортовых интеллектуальных систем.

В первой главе данной работы были подробным образом рассмотрены процедуры назначения дальнего боя по воздуху на истребителе F-16M1. Также были разобраны действия лётчика в каждой конкретной субситуации: нападение, защита, защита с нападением.

Во второй главе мы рассмотрели структуру базы знаний БОСЭС ДБВ 1х1 по иерархическим уровням. Выяснили, по каким правилам назначается каждая субситуация (1 ГЛУУ), и каковы особенности решения этих субситуации на 2 ГЛУУ.

И наконец, в третьей главе был рассмотрен принципиальный алгоритм программы моделирования фрагмента базы знаний для проблемной субситуации «Защита с нападением», то есть случай, когда противник уже пустил по нашему истребителю ракету. Ещё раз оговоримся, что от БОСЭС в данной Пр С/С требуется выдать рекомендуемый тактический маневр, который позволит избежать столкновения с ракетой противника, диапазон дальностей с которых можно осуществить пуск ракеты и циклы помех. По высказанному в данной работе представлению такая программа может быть реализована на базе программного обеспечения из лабораторной работы №3 по курсу «Синтез систем бортовых алгоритмов». Это ПО строит поля исходов боя на основе некоторых начальных данных – координаты, углы поворота и наклона траектории, скорости, а также выбранных тактических манёвров. Таким образом, сопоставляя тактику противника с возможными тактиками нашего истребителя (их всего 4) мы можем построить для каждой пары тактик своё ПИБ. Его вероятностный анализ позволит нам найти не только наиболее безопасную тактику и диапазон дальностей, но и при необходимости указать лётчику, что необходимо сменить ПрС/С например с «Защита с нападением» на «Защита», если будет очевидно, что шансы лётчика выиграть воздушный бой крайне малы.

Литература

1. Лекции проф. Б.Е.Федунова по курсу «Синтез систем бортовых алгоритмов»

1. В.А. Стефанов, Б.Е.Федунов «Бортовые оперативно-советующие экспертные системы (БОСЭС) типовых ситуаций функционирования антропоцентрических (технических) объектов.- М.:Изд-во МАИ, 2006.
2. F-16 A/B Mid-Life Update Production Tape M1 The Pilot’a Guide 2004 by Lockheed Martin Corporation.
3. Федунов Б.Е. Бортовые оперативно советующие экспертные системы тактических самолетов пятого поколения (обзор по материалам зарубежной печати). М.: НИЦ ГосНИИАС, 2002.

5. Демкин М.А., Тищенко Ю.Е., Федунов Б.Е. Базовые бортовые оперативно советующая экспертные системы для дуэльной ситуации дальнего воздушного боя.– М., Изв. РАН, ТиСУ. №.4, 2008. стр.59-75.

6. Лабораторные работы по АММ, БОСЭС ДБВ1х1 по курсу «Синтез систем бортовых алгоритмов ЛА». Демкин М.А.

1. Системы управления вооружением истребителей: основы интеллекта многофункционального самолета: под ред. акад. РАН Е.А. Федосова. Российская академия ракетных и артиллерийских Наук. М.: Машиностроение, 2005.
2. Поспелов Д.А. Ситуационное управление. Теория и практика. М.: Наука, 1986.