Метод адаптивной рекуррентной фильтрации измерений параметров космических объектов

• Datum: 2008
• 1. Verfasser: Гришин, И.Ю.
• Format: Artikel
• Sprache: Russian
• Veröffentlicht: Інститут проблем штучного інтелекту МОН України та НАН України 2008
• Schlagworte: Прикладные интеллектуальные системы
• Online Zugang: https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/7357
• Назва журналу: Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
• Zitieren: Метод адаптивной рекуррентной фильтрации измерений параметров космических объектов / И.Ю. Гришин // Штучний інтелект. — 2008. — № 4. — С. 62-73. — Бібліогр.: 9 назв. — рос.

В работе рассмотрен синтез адаптивного рекуррентного фильтра, который предназначен для статистической обработки измерений параметров движения космических объектов на этапе орбитального маневра в измерительных информационных системах. В основе разработки лежит принцип разделения. В фильтре учтена особенность модели движения космических объектов, что позволило эффективно осуществлять идентификацию параметров траектории на этапе орбитального маневра, а также существенно снизить динамическую ошибку сопровождения на данном этапе. У роботі розглянутий синтез адаптивного рекурентного фільтру, який призначений для статистичної обробки вимірювань параметрів руху космічних об’єктів на етапі орбітального маневру у вимірювальних інформаційних системах. В основі розробки лежить принцип розділення. У фільтрі врахована особливість моделі руху космічних об’єктів, що дозволило ефективно здійснювати ідентифікацію параметрів траєкторії на етапі орбітального маневру, а також істотно понизити динамічну помилку супроводження на даному етапі. The synthesis of adaptive recurrent filter which is intended for statistical treatment of measurings of space objects parameters movement on the stage of orbital maneuver in the measuring informative systems is considered. Development principle of separation is underlaid. The model of space objects motion is taken into account in a filter, which allowed effectively to carry out authentication of trajectory parameters on the stage of orbital maneuver, and substantially to reduce the run-time error of addition on this stage.