Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории



Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории
Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории
Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории
Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории
Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории
Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории
Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории

 


Владельцы патента RU 2509319:

Закрытое акционерное общество Научно-исследовательский центр "РЕЗОНАНС" (ЗАО НИЦ "РЕЗОНАНС") (RU)

Изобретение относится к устройствам траекторной обработки радиолокационной информации. Достигаемый технический результат изобретения - повышение вероятности определения времени окончания активного участка (АУТ) баллистической траектории за счет исключения измерений угла места и азимута из обрабатываемых выборок. Для этого на вход устройства определения времени окончания АУТ подают данные измерений дальности и радиальной скорости ракеты через одинаковые интервалы времени, равные периоду обзора радиолокационной станции, вычисляют произведения дальности на радиальную скорость, формируют фиксированную выборку типа «скользящего окна» значений произведений дальности на радиальную скорость, находят оценку скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость путем оптимального взвешенного суммирования выборки значений произведений дальности на радиальную скорость, вычисляют среднеквадратическую ошибку (СКО) оценки, вычисляют отношение оценки скорости к СКО этой оценки, в каждом новом положении «скользящего окна» сравнивают отношение оценки скорости к СКО этой оценки с заданным порогом, решение об окончании АУТ принимают в момент времени, когда величина полученного отношения превышает заданный порог, величину которого выбирают в соответствии с требуемой вероятностью определения времени окончания АУТ. 3 ил., 6 табл.

 

Изобретение относится к устройствам траекторной обработки радиолокационной информации и может быть использовано в РЛС и в автоматизированных системах управления радиолокационных подразделений.

Задачу определения времени окончания активного участка траектории (АУТ) необходимо решать для того, чтобы не допустить появления методических ошибок определения параметров баллистической траектории. В частности, координаты точки падения ракет малой и средней дальности полета могут определяться с недолетом или перелетом от нескольких десятков до нескольких сотен километров.

В качестве примера рассмотрим траекторию ракеты типа «Скад» с дальностью стрельбы 300 км. Параметры этой траектории приведены в таблице 1:

время от момента пуска t;

измеряемые полярные координаты: дальность r, угол места ε, азимут β, радиальная скорость r ˙ ;

преобразованные координаты: высота z=rsinε, декартовы горизонтальные координаты х=rcosεsinβ и y=rcosεcosβ, произведение дальности на радиальную скорость r r ˙ ;

модуль скорости V.

Активный участок траектории заканчивается на 65-ой секунде полета ракеты. Координаты ракеты измеряются в РЛС метрового диапазона (РЛС МДВ) «Резонанс-НЭ». Среднеквадратические ошибки (СКО) измерения координат в РЛС «Резонанс-НЭ»: дальности σr=300 м, радиальной скорости σ r ˙ = 1,5 м/с, угла места и азимута σβε=90 мин. РЛС находится в точке падения ракеты. (Вооружение ПВО и РЭС России. Альманах. М.: Издательство НО «Лига содействия оборонным предприятиям», 2011. - С.356-361).

Таблица 1
t, c r, км r ˙ , м/с r r ˙ , м/с ε, град β, град z, км x, y, км V, м/c АУТ
35 297,83 -350,5 -104,39 0,16 45 0.52 210,566 598
40 295,84 -446,3 -132,03 0,67 45 3,46 209,145 729
45 293,35 -497,1 -145,82 1,28 45 6,55 207,349 877
50 290,28 -674,2 -195,71 2,0 45 10,13 205,101 1044
55 286,58 -808,7 -231,76 2,86 45 14,3 202,343 1234
60 282,17 -957,7 -270,23 3,87 45 19,04 199,039 1452
65 277,15 -1011 -280,14 5,04 45 24,35 195,189 1528
70 272,13 -994,1 -270,52 6,23 45 29,53 191,258 1496 ПУТ
75 267,2 -979,2 -261,64 7,4 45 34,41 187,337 1465
80 262,34 -966 -253,42 8.56 45 39,05 183,409 1436
85 257,54 -954,4 -245,8 9,72 45 43,48 179,465 1407

Для анализа величины методических ошибок прогноза точки падения ракеты вычислим оценки модуля скорости V ^ в различных точках на активном и на пассивном участках баллистической траектории по выборкам типа «скользящего окна» из пяти измерений декартовых координат xi, yi, zi:

V ^ = V ^ z 2 + V ^ x 2 + V ^ y 2

где оценки скорости изменения высоты V ^ z , и горизонтальных координат V ^ x , V ^ y вычислялись по формулам:

V ^ z = 1 T 0 i = 1 n z i η V ( i ) , V ^ x = 1 T 0 i = 1 n x i η V ( i ) , V ^ y = 1 T 0 i = 1 n y i η V ( i ) ;

где

η V ( i ) = 6 n ( n 2 1 ) ( n 2 4 ) [ ( n + 1 ) ( n + 2 ) ( 6 n 7 ) 2 i ( 16 n 2 19 ) + 30 i 2 ( n 1 ) ] - весовой коэффициент оценки скорости маневрирующей цели в реальном режиме времени;

Т0 - период обзора РЛС;

n - количество измерений в выборке. (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М: «Радио и связь», 1967, С.305-306).

Результаты расчетов, приведенные в таблице 2, показали, что модуль скорости и составляющие вектора скорости определяются с методическими ошибками, если в выборке имеются измерения, произведенные на АУТ, то есть при включенном ракетном двигателе. Ошибки устраняются, если в выборке отсутствуют измерения, произведенные на АУТ, и она состоит только из измерений, произведенных после выключения двигателя, то есть на пассивном участке траектории (ПУТ). В приведенном примере методические ошибки устраняются через 15 секунд после окончания АУТ. При увеличении длительности «скользящего окна» (объема выборки) будет соответственно увеличиваться время появления методических ошибок после окончания АУТ. При этом значения оценок скорости ракеты в точках, находящихся на АУТ, меньше истинных значений, а в точках, находящихся на ПУТ, больше истинных значений скорости. По этой причине дальность до точки падения, вычисленная по формуле L = V 2 sin 2 ϑ g + z c t g ϑ , будет определяться с недолетом, либо с перелетом. В приведенной формуле ϑ - угол наклона траектории, g - ускорение силы тяжести. (Жаков А.М., Пигулевский Ф.А. Управление баллистическими ракетами. - М: «Военное издательство», 1965, С.15).

Таблица 2
Участок АУТ ПУТ
Время полета, м/с 55 60 65 70 75 80 85 90
Оценка скорости, м/с 1216 1422 1614 1655 1559 1444 1407,4 1379,5
Истинная скорость, м/с 1234 1452 1528 1496 1465 1436 1407 1380
Методич. ошибка
δ V ^ n = V ^ n V и с т , м/с
-18(-312) -30(-106) +94 +159 +88 +7,3 +0,4 -0,5

Примечание: в скобках приведена разность между оценкой модуля скорости на АУТ и значением максимальной скорости (Ммакс=1528 м/с) в конце АУТ.

В приведенном примере при измерении скорости ракеты за 5 секунд до окончания АУТ, то есть на 60-й секунде полета, координаты точки падения будут определяться с недолетом около 47-ми км. Если измерять скорость через 5 секунд после выключения двигателя, то перелет будет равен 45-ти км.

Таким образом, для исключения методических ошибок прогноза точки падения определение (оценивание) начальных параметров движения ракеты должно производиться после выключения ракетного двигателя, то есть в точке, находящейся на пассивном участке траектории, а измерения координат ракеты, произведенные до выключения ракетного двигателя, то есть на АУТ, не должны использоваться. Поэтому выборки значений измеренных координат, по которым вычисляются параметры движения ракеты (модуль скорости, угол наклона траектории к горизонту, курс и три координаты), должны формироваться после определения времени окончания АУТ.

Известны способы определения времени окончания АУТ средствами разведки инфракрасного и оптического диапазона по факелу ракетного двигателя. (Колгашкин Ю.Г. Комплексы самолетного базирования для обнаружения стартующих БР средней и малой дальности. / Международная конференция по проблемам глобальной защиты от баллистических ракет. М.: МАК «Вымпел» 1993. С.126-128).

Из радиолокационных способов аналогами заявляемому способу являются способы определения момента окончания маневра. Это связано с тем, что на АУТ ракета совершает маневр большой интенсивности. Вначале ракета движется вертикально вверх. Затем, на участке выведения, ракета движется по дуге и угол наклона траектории изменяется от 90° до расчетного значения для заданной дальности полета. Двигатель выключается, когда скорость достигнет заданной величины. Поэтому на АУТ скорости изменения высоты и горизонтальных декартовых координат увеличиваются с переменными ускорениями, величины которых зависят от силы тяги двигателя и в несколько раз больше ускорения силы тяжести. На ПУТ ракета становится неманеврирующей целью, так как летит по баллистической кривой с постоянным вертикальным ускорением, равным ускорению силы тяжести. Величина скорости изменения горизонтальных декартовых координат практически не изменяется, так как горизонтальные составляющие ускорения примерно равны нулю. Таким образом, устройства, реализующие способы определения времени окончания АУТ, и устройства, реализующие способы обнаружения маневра, должны решать одинаковую задачу - обнаружение факта изменения характера движения ракеты. (Жаков А.М., Пигулевский Ф.А. Управление баллистическими ракетами. - М: «Военное издательство», 1965, С.10-11).

Известны способы обнаружения времени окончания маневра путем сравнения оценок ускорения декартовых координат со среднеквадратической ошибкой (СКО) этих оценок. (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М: «Радио и связь», 1967, С.310-311). Решение об окончании маневра и, следовательно, об окончании АУТ, принимается в момент времени, когда оценки ускорения декартовых координат становятся меньше СКО этих оценок. Основным недостатком этих способов являются высокие требования к точности измерения угла места и азимута. Поэтому в РЛС, размеры антенн которых соизмеримы с длиной волны и величины ошибок измерения угла места и азимута достигают значений до нескольких градусов, оценки ускорений меньше СКО как на активном, так и на пассивном участке и определить границу между ними практически невозможно.

Наиболее близким по своей сущности к заявляемому способу, то есть прототипом, является способ определения времени окончания АУТ по абсолютной величине приращения скорости изменения декартовой координаты. (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М: «Радио и связь», 1967, С.347). Для этого находят оценки скорости изменения декартовой координаты, например координаты х, в текущем обзоре V ^ x ( N ) и в предыдущем обзоре V ^ x ( N 1 ) по одинаковым выборкам типа «скользящего окна» значений координаты и вычисляют их разность, то есть абсолютную величину приращения скорости:

| Δ V x | = | V ^ x ( N ) V ^ x ( N 1 ) | .

Затем делят эту абсолютную величину приращения скорости на среднеквадратическую ошибку оценки скорости σ V x и сравнивают с некоторым наперед заданным порогом или числом a в каждом новом положении «скользящего окна».

Таким образом, устройство определения времени окончания АУТ способом-прототипом представляет собой пороговое устройство и работает по следующему алгоритму:

если | Δ V x | σ V x > a - ракета находится на активном участке траектории, то есть имеется маневр;

если | Δ V x | σ V x a - ракета находится на пассивном участке траектории, то есть маневр отсутствует.

По аналогичному правилу определяется время окончания АУТ при использовании абсолютного приращения оценки скорости изменения второй горизонтальной декартовой координаты | Δ V y | = | V ^ y ( N ) V ^ y ( N 1 ) | :

если | Δ V y | σ V y > a - ракета находится на активном участке траектории, то есть имеется маневр;

если | Δ V y | σ V y a - ракета находится на пассивном участке траектории, то есть маневр отсутствует.

По своей сущности данный алгоритм является алгоритмом выбора гипотезы модели движения ракеты. Гипотеза 1 - ракета на АУТ, то есть маневрирующая цель. Вероятность правильного выбора гипотезы 1 равна вероятности того, что абсолютное приращение скорости изменения декартовой координаты больше СКО оценки этой скорости | Δ V y | σ V y . Данная вероятность рассчитывается по следующей формуле:

p А У Т ( | Δ V | σ V ^ ) = p А У Т ( | Δ V | σ V ^ ) = | Δ V | σ V ^ | Δ V | σ V ^ e t 2 / 2 d t

Вероятность правильного выбора гипотезы 2 равна вероятности того, что | Δ V y | σ V y , рассчитывается по следующей формуле:

p П У Т ( | Δ V | σ V ^ ) = p П У Т ( σ V ^ | Δ V | ) = σ V ^ | Δ V | σ V ^ | Δ V | e t 2 / 2 d t

Вероятность определения времени окончания АУТ будет равна минимальной величине вышеприведенных вероятностей, то есть p А У Т М И Н либо p П У Т М И Н . (Бронштейн И.Н., Семендяев К.А. Справочник по математике для инженеров и учащихся ВТУЗОВ. М:. «Наука», 1980, С.92-93).

Число значений декартовых координат в обрабатываемой выборке (в «скользящем окне») не должно превышать 4-5, чтобы не увеличивалось запаздывание выявления факта окончания АУТ.

Так как скорости изменения горизонтальных декартовых координат практически не изменяются на пассивном участке, то их оценки и СКО этих оценок вычисляются по формулам для линейной траектории:

, .

Весовые коэффициенты оценки скорости на линейной траектории вычисляются по формуле: η V ( i ) = 12 i 6 6 i n ( n 2 1 ) (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М.: «Радио и связь», 1967, С.301).

Значения СКО оценок вычисляются по формулам:

, σ V ^ y = σ y T 0 12 n ( n 2 1 ) (Там же, С.308).

Формулы вычисления СКО измерения координат имеют вид:

σ x = ( r cos ε cos β σ β ) 2 + ( r sin ε sin β σ ε ) 2 + ( cos ε sin β σ r ) 2 ,

σ y = ( r cos ε sin β σ β ) 2 + ( r sin ε cos β σ ε ) 2 + ( cos ε cos β σ r ) 2 .

Ошибки измерения дальности σr можно не учитывать, так как их влияние несущественно. Ошибки измерения угла места σε оказывают существенное влияние на СКО оценок, если высота БЦ zср=rсрsinεср соизмерима с величиной горизонтальных декартовых координат. В остальных случаях доминирующее влияние оказывают ошибки измерения азимута σβ. При этом СКО σx, а следовательно, и σ V ^ x , принимают максимальные значения при азимуте, равном нулю, и минимальные значения - при азимуте, равном 90°. СКО σ V ^ y , наоборот, максимальны при азимуте 90° и минимальны при азимуте 0°. При азимуте, равном 45°, СКО одинаковы, то есть σ V ^ x = σ V ^ y . Поэтому для определения времени окончания АУТ при азимутах БЦ меньше 45° целесообразно использовать СКО σ V ^ y , а при азимутах больше 45° - СКО σ V ^ x .

В качестве примера в таблицах 3-5 приведены значения абсолютного приращения оценок скорости изменения декартовой координаты y|ΔVy| за период обзора РЛС, СКО σ V ^ y и величины отношений | Δ V y | σ V ^ y , рассчитанные по выборкам типа «скользящего окна» из 3-х значений декартовой координаты y при ошибках измерения угловых координат в РЛС МДВ «Резонанс-НЭ», равным σεβ=90 мин. В таблице 3 приведены результаты расчетов при азимуте 10°, в таблице 4 - при азимуте 45°, в таблице 5 - при азимуте 0°. В качестве исходных данных использовались данные таблицы 1. За начало отсчета времени принят момент окончания АУТ на 65-й секунде полета ракеты.

Как видно из данных таблицы 3 и 4, при азимутах ракеты от 10° до 45° величина приращений оценок скорости изменения декартовой координаты y за период обзора РЛС |ΔVy| меньше СКО оценок скорости σ V ^ y как на активном, так и на пассивном участках, поэтому граница между ними, а значит и время окончания АУТ, определяется с низкой вероятностью. Вероятность p А У Т ( | Δ V | σ V ^ ) и, следовательно, вероятность правильного определения времени окончания АУТ при азимуте 10° не превышает 0,5, а при больших азимутах приближается к нулю. Аналогичное соотношение |ΔVx| и σ V ^ x наблюдается при азимутах от 45° до 80°.

Повышать точность оценок скорости за счет увеличения объема выборок нецелесообразно, так как длительность «скользящего окна» становится соизмеримой с продолжительностью АУТ ракет малой и средней дальности. Кроме того, увеличивается запаздывание выявления факта окончания АУТ.

Таблица 3
Участок Активный участок Пассивный участок
Время, сек -10 0 +5 +10 +15 +20
|ΔVy|, м/с 134 153 87 10 1 3
σ V ^ y при β=10°, м/с 187 195 201 209 215 225
| Δ V y | σ V ^ y 0,7 0,8 0,4 0,05 0,005 0,013
Таблица 4
Участок Активный участок Пассивный участок
Время, сек -10 0 +5 +10 +15 +20
|ΔVy|, м/с 96 110 63 7 0,7 1,5
σ V ^ y при β=45°, м/с 750 726 707 700 686 672
| Δ V y | σ V ^ y 0,13 0,15 0,09 0,01 0,001 0,02

Задача решается только при азимутах близких 0° или 90. В этом случае на величину СКО оценки скорости изменения горизонтальных декартовых координат доминирующее влияние оказывают ошибки измерения угла места.

Таблица 5
Участок Активный участок Пассивный участок
Время, сек. -10 0 +5 +10 +15 +20
|ΔVy|, м/с 136 155 116 17 1 3
σ V ^ y при β=0°, м/с 67 99 116 126 143 159
| Δ V y | σ V ^ y 2 1,5 1 0,13 0,007 0,02

На графиках фиг.1 показаны значения |ΔVy| и σ V ^ y , вычисленные по данным измерений в РЛС «Резонанс - НЭ», в различных точках траектории ракеты «Скад» при азимутах 0° и 10°.

Таким образом, основным недостатком прототипа, являются низкие вероятности определения времени окончания АУТ при грубых измерениях азимута и угла места. Поэтому в РЛС МДВ, либо в других РЛС, размеры антенны которых соизмеримы с длиной волны, использовать данный способ практически невозможно.

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка нового способа, при использовании которого повышается вероятность определения времени окончания АУТ за счет исключения измерений азимута и угла места из обрабатываемых выборок.

В предлагаемом изобретении вычисляют оценки скорости изменения произведения дальности ri на радиальную скорость r i путем оптимального

взвешенного суммирования фиксированной выборки типа «скользящего окна» значений произведений дальности на радиальную скорость r i r ˙ i :

U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) = 1 T 0 i = 1 n r i r ˙ i η V ( i ) .

При анализе различных типов баллистических траекторий была выявлена следующая закономерность: оценки U ^ ( r i r i ) отрицательны на активном участке траектории и положительны на пассивном участке. Данная закономерность показана на графике фиг.2. Поэтому, так же, как в прототипе, вычисляются СКО оценок:

σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) = σ ( r i r ˙ i ) T 0 12 n ( n 2 1 ) , σ ( r i r ˙ i ) = ( r i σ r ˙ ) 2 + ( r ˙ i σ r ) 2 ,

где ri, r ˙ i - измеренные значения дальности и радиальной скорости;

σr, σ r ˙ - среднеквадратические ошибки измерения дальности и радиальной скорости.

Полученные оценки U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) делят на величину среднеквадратической ошибки этих оценок σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) . В каждом новом положении «скользящего окна» сравнивают полученные отношения U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) с порогом а. Решение об окончании АУТ и о начале ПУТ принимают в момент времени, когда отношение U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) становится больше числа а:

если U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) < a - ракета на активном участке траектории;

если U ¨ ^ ( r i 2 ) σ U ¨ ^ ( r i 2 ) a - ракета на пассивном участке траектории.

В отличие от прототипа, величина СКО оценки зависит только от ошибок измерения радиальной скорости и дальности. При этом доминирующее влияние оказывают ошибки измерения радиальной скорости. Ошибки измерения радиальной скорости и дальности не зависят от размеров антенны и могут быть уменьшены до нескольких метров в секунду и до нескольких десятков или сотен метров.

В качестве примера в таблице 6 приведены значения оценок скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) , СКО их определения σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) по выборкам из 3-х измерений радиальной скорости и дальности, произведенных в РЛС метрового диапазона «Резонанс-НЭ» ( σ r ˙ = 1,5 м/с, σr=300 м), а также величины отношений | U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) | σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) .

Таблица 6
Участок Активный участок Пассивный участок
Время, сек -10 -5 0 +5 +10 +15 +20 +25
U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) , км22 -8,59 -7,45 -4,84 -0,03 +1,83 +1,71 +1,58 +1,47
σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) , км22 0,07 0,07 0,07 0,07 0,07 0,07 0,07 0,07
| U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) | σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) 123 106 70 0,4 26 24 22 21

Как видно из данных таблицы 6, значения оценок скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) меньше нуля (отрицательны) на активном участке и больше нуля (положительны) на пассивном участке траектории. При этом оценки U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) на пассивном участке траектории превышают значения СКО σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) более чем в двадцать раз. На АУТ абсолютная величина оценок более чем в сто раз превышает величину СКО этих оценок. Поэтому, даже при увеличении ошибок измерения радиальной скорости в 10 раз, вероятности правильного выбора гипотезы 1, то есть p А У Т ( | U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) | σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) ) , и гипотезы 2, то есть p П У Т ( | U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) | σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) ) , практически равны единице. Поэтому величину порога а можно выбирать в интервале от 2-х до 3-х и время окончания АУТ будет определяться также с вероятностью, близкой единице.

Принцип работы устройства определения времени окончания АУТ заявляемым способом по выборке из трех значений произведений дальности на радиальную скорость поясняется схемой, приведенной на фиг.3. В состав устройства входят блок 1 преобразования измеренных полярных координат, то есть вычисления произведений дальности на радиальную скорость, блок 2 оценивания первого приращения произведений дальности на радиальную скорость за период обзора, блок 3 деления оценки первого приращения на период обзора и вычисления оценки скорости изменения произведений дальности на радиальную скорость, блок 4 вычисления среднеквадратической ошибки оценки скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость, блок 5 деления оценки скорости на среднеквадратическую ошибку и пороговое устройство 6.

На вход блока 1 устройства подаются через равные промежутки времени, равные периоду обзора РЛС, данные измерений радиальной скорости и дальности, и вычисляются произведения дальности на радиальную скорость r i r ˙ i . Значение произведения дальности на радиальную скорость в текущем обзоре r 1 r ˙ 1 подается на вход первой линии задержки блока 2 оценивания первого приращения произведений дальности на радиальную скорость, а в предыдущем обзоре r 2 r ˙ 2 не используются, так как весовой коэффициент равен нулю. Значение произведения дальности на радиальную скорость r 3 r ˙ 3 , задержанное на время, равное двум периодам обзора (2Т0), умножается на весовой коэффициент, равный (+0,5) и одновременно с текущим взвешенным значением произведения дальности на радиальную скорость поступает на вход сумматора. Подобная схема для оптимального оценивания параметров приведена на 303-й странице упомянутой монографии Кузьмина С.З. «Цифровая обработка радиолокационной информации». При увеличении количества измерений в «скользящем окне» до числа n необходимо использовать (n-1) линий задержки, умножителей, а также заранее вычислить соответствующие числу n весовые коэффициенты. При реализации способа на цифровой вычислительной машине (ЦВМ) вычисление и запоминание значений произведений дальности на радиальную скорость производится в оперативном запоминающем устройстве, заранее вычисленные весовые коэффициенты хранятся в долговременном запоминающем устройстве, а операции суммирования и умножения производятся в арифметическом устройстве. Сигнал с выхода сумматора поступает на вход делителя 3, где производится деление на период обзора, в результате чего получается оценка скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость. Полученная оценка делится на величину среднеквадратической ошибки определения этой оценки, вычисленной в блоке 4 по данным измерений дальности и радиальной скорости. Полученный результат подается на пороговое устройство 6, где сравнивается с порогом, величина которого зависит от заданной вероятности определения времени окончания АУТ.

При превышении величины отношения U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) σ U ˙ ^ ( r i r ˙ i ) заданного порога принимается решение об окончании активного участка и о начале пассивного участка баллистической траектории. После принятия такого решения информация о времени окончания АУТ выдается потребителем на устройства (системы) определения параметров движения ракеты по выборкам радиолокационных измерений, произведенных на пассивном участке траектории, то есть после выключения ракетного двигателя. В результате этого параметры движения ракеты и ее траектория рассчитываются без методических ошибок, появляющихся при наличии в обрабатываемых выборках измерений, произведенных на АУТ.

Заявляемое изобретение соответствует условиям новизны и изобретательского уровня. Признаками изобретения, совпадающими с признаками прототипа, являются операции преобразования измеренных полярных координат, вычисление оценок скорости изменения преобразованных координат и значений СКО этих оценок, деление оценок на СКО и принятие решения об окончании активного участка траектории по результатам сравнения величины отношения оценки скорости к СКО этой оценки с величиной заданного порога.

Новизна заключается в следующем:

формируются фиксированные выборки произведений дальности на радиальную скорость, а не выборки значений декартовых координат;

вычисляются оценки скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость, а не оценки скорости изменения горизонтальных декартовых координат;

с порогом сравниваются значения отношения оценки скорости к СКО этой оценки, а не отношения абсолютной величины приращения оценок скоростей изменения декартовых координат в соседних обзорах к СКО оценки скорости;

решение об окончании АУТ принимают при превышении заданного порога величиной отношения оценки скорости к СКО этой оценки, а не в момент времени, когда отношение абсолютной величины приращения оценок скоростей изменения декартовых в соседних обзорах к СКО оценки скорости становится меньше заданного порога.

Промышленная применимость заявляемого изобретения подтверждается возможностью определения времени окончания АУТ с помощью РЛС типа «Резонанс-НЭ», находящихся на вооружении ПВО, и других станций, измеряющих радиальную скорость ракеты с ошибками до 10-20 м/с.

Использование предлагаемого способа радиолокационного определения времени окончания активного участка позволит повысить вероятность определения времени окончания АУТ и устранить методические ошибки определения параметров движения ракеты, экстраполяции баллистической траектории и прогноза точки падения ракеты за счет исключения измерений дальности, азимута, угла места, радиальной скорости, произведенных на активном участке, из состава обрабатываемых выборок.

Способ радиолокационного определения времени окончания активного участка баллистической траектории, заключающийся в том, что производят преобразование измеренных полярных координат баллистической ракеты, формируют фиксированную выборку типа «скользящего окна» значений преобразованных координат, вычисляют оценку скорости изменения преобразованных координат и ее среднеквадратическую ошибку, вычисляют отношение оценки скорости к среднеквадратической ошибке этой оценки, решение о времени окончания активного участка принимают по результатам сравнения полученного отношения оценки скорости к среднеквадратической ошибке этой оценки в каждом новом положении «скользящего окна» с порогом, соответствующим заданной вероятности, отличающийся тем, что при преобразовании полярных координат вычисляют произведения измеренных значений дальности на измеренные значения радиальной скорости, формируют фиксированную выборку полученных произведений, оценку скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость находят путем оптимального взвешенного суммирования выборки значений произведений дальности на радиальную скорость, а решение об окончании активного участка траектории принимают в момент времени, когда значение отношения оценки скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость к среднеквадратической ошибке этой оценки становится больше заданного порога.



 

Похожие патенты:
Группа изобретений относится к способу и радиолокационной станции (РЛС) определения момента выдачи команды на пуск защитного боеприпаса. Способ заключается в том, что момент выдачи команды на пуск защитного боеприпаса устанавливают по началу возникновения и обнаружения на РЛС сигнала конкретной разностной частоты.

Изобретение относится к радиолокации и предназначено для обнаружения когерентно-импульсных периодических радиосигналов и измерения радиальной скорости объекта; может быть использовано в радиолокационных системах управления воздушным движением для обнаружения и измерения скорости летательных аппаратов.

Изобретение относится к радиолокационным способам определения скорости движущегося объекта и может быть использовано в измерителях скорости движущихся объектов, автомобилей и др.
Изобретения относятся к радиолокационной технике и могут быть использованы при создании локаторов для государственной инспекции безопасности дорожного движения (ГИБДД).
Изобретения относятся к радиолокационной технике. Достигаемый технический результат - повышение точности измерения начальной скорости снарядов.

Изобретение относится к радиотехнике, а именно к радиолокационным способам определения скорости движущегося объекта, и может быть использовано в радиолокации для прогнозирования положения движущейся цели или селекции движущихся целей.

Изобретение относится к радиотехнике, а именно к радиолокационным методам определения скорости движущегося объекта, и может быть использовано в радиолокации, для прогнозирования положения движущейся цели или для селекции движущихся целей.

Изобретение относится к радиотехнике, а именно к радиолокационным способам определения скорости движущегося объекта. .

Изобретение относится к радиотехнике, а именно к радиолокационным способам определения скорости движущегося объекта. .

Изобретение относится к устройствам траекторной обработки радиолокационной информации. Достигаемый технический результат изобретения - повышение чувствительности устройств определения времени окончания активного участка (АУТ) баллистической траектории за счет исключения измерений угла места из обрабатываемых выборок. Для этого на вход устройства определения времени окончания АУТ подают данные измерений дальности ракеты через одинаковые интервалы времени, равные периоду обзора РЛС, вычисляют квадраты значений дальности, формируют фиксированную выборку значений квадратов дальности типа «скользящего окна», находят оценку второго приращения квадрата дальности путем оптимального взвешенного суммирования выборки значений квадратов дальности, делят эту оценку на период обзора радиолокационной станции во второй степени и получают значение оценки ускорения по квадрату дальности, вычисляют среднеквадратическую ошибку оценки, в каждом новом положении «скользящего окна» сравнивают оценку ускорения по квадрату дальности со среднеквадратической ошибкой оценки. Решение об окончании активного участка принимают в момент времени, когда значение оценки ускорения по квадрату дальности становится больше величины среднеквадратической ошибки оценки. 3 ил., 4 табл.

Изобретение относится к дистанционному зондированию пространства для определения дальности и скорости рассеивателей. Достигаемый технический результат - снятие неоднозначности при измерении дальности и скорости. Указанный результат достигается за счет того, что при низкой частоте повторения импульсов, которая обеспечивает однозначное определение дальности, измеряют доплеровские спектры обратно рассеянного сигнала вдоль всей трассы распространения, затем при высокой частоте повторения, которая обеспечивает однозначность измеряемых скоростей рассеивателей, измеряют суммарные доплеровские спектры обратно рассеянных сигналов, полученных одновременно с нескольких дальностей, а по корреляции между характеристиками доплеровских спектров вдоль трассы и суммарными доплеровскими спектрами определяют проекции скоростей рассеивателей на всех дальностях. Цикл измерений на различных частотах повторения может повторяться с периодичностью смены рассеивателей или изменения отражаемости целей в луче, а корреляционные характеристики - накапливаться. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к средствам радиолокационного наблюдения траекторий баллистических объектов. Достигаемый технический результат - повышение информативности измерений. Указанный результат достигается за счет того, что заявленный способ основан на излучении электромагнитной энергии в направлении движения снаряда, приеме электромагнитной энергии, отраженной от снаряда, преобразовании аналогового сигнала в цифровой вид, записи сигналов в блок памяти, формировании последовательности дискретных значений его текущей скорости по реализациям доплеровского эхо-сигнала снаряда, вычислении по текущей скорости начальной скорости снаряда с учетом установленной задержки начала его наблюдения относительно момента вылета из ствола орудия, определении в спектре доплеровского эхо-сигнала частоты гармоник вторичной модуляции эхо-сигнала, вызванной асимметрией распределения массы снаряда относительно его продольной оси, вычислении угловой скорости вращения снаряда вокруг продольной оси с использованием частот, соответствующих максимумам первых парных гармоник вторичной модуляции доплеровского эхо-сигнала. Устройство, реализующее способ, содержит доплеровский радиолокатор, ключ, линию задержки, аналого-цифровой преобразователь, блок памяти, блок обработки данных, индикатор скорости движения снаряда, индикатор ширины спектра, индикатор угловой скорости вращения снаряда, определенным образом выполненные и соединенные между собой. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к дистанционному зондированию пространства для определения дальности и скорости рассеивателей. Достигаемый технический результат - повышение разрешения по дальности и скорости рассеивателей. Указанный результат достигается за счет того, что первоначально излучают длинные импульсы, регистрируют доплеровский спектр отраженного сигнала на длинном участке траектории зондирования с высоким разрешением по скорости, затем по той же траектории излучают короткие импульсы, регистрируют профиль интенсивности отраженного сигнала вдоль длинного участка, а по корреляции между интенсивностью отраженного сигнала вдоль длинного участка и спектральной плотностью доплеровского спектра определяют проекции скоростей рассеивателей вдоль длинного участка. Для повышения надежности измерений цикл измерений повторяют с периодичностью смены рассеивателей в зондируемом объеме или с периодичностью изменения отражаемости рассеивателей, а корреляционные характеристики накапливают. 1 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Изобретения относятся к радиолокационной технике. Достигаемый технический результат - расширение ассортимента устройств измерения длинны объектов. Измеренная длина перемещающегося объекта определяется выражением L=4Доt1/t2, где t2 - интервал времени между моментами возникновения и обнаружения на радиолокационной станции (РЛС) сигналов частотой NFдо=N2Vofн/C и (N+4)Fдо, за который объект пролетает интервал расстояния S2 от (1-δ)(Дo/Vo)(Vi+NVo) до (1+δ)(Дo/Vo)[Vi+(N+4)Vo], где fн - средняя частота излучаемого РЛС непрерывного сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразному линейно спадающему закону (НЛЧМ сигнал), выбираемая из условия До/Vo=fн/Fмfд; fд и Fм - соответственно девиация частоты и частота модуляции НЛЧМ сигнала; Vo - минимально возможная величина радиальной скорости цели; До - выбираемое базовое расстояние; С и Vi - соответственно скорость света и скорость цели; δ - коэффициент, определяющий длину известного интервала S1 расстояния, на котором происходит обнаружение объекта; N - положительное число, определяющее расстояние между РЛС и началом обнаружения цели на интервале расстояния S2; t1 - интервал времени, в течение которого объект пролетает интервал расстояния S1 от (1-δ)(До/Vo)(Vi+NVo) до (1+δ)(Дo/Vo)(Vi+NVo), во время обнаружения на РЛС сигнала частотой NFдо±ΔFдо, где ±ΔFДo - диапазон узкополосного спектра частот сигналов, обнаруживаемых на РЛС. Устройства измерения длины перемещающегося объекта содержат антенну, передатчик непрерывного линейно частотно-модулированного (НЛЧМ) сигнала, смеситель, фильтр разностных частот, обнаружитель сигнала узкополосного спектра частот, регистр сдвига, два элементав И, два счетчика импульсов, элемент задержки, генератор счетных импульсов, схему умножения и схему деления, блок памяти и шины постоянного цифрового числа. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Группа изобретений относится к высокоскоростной радиолокационной технике и может использоваться при создании измерителей скорости объектов. Достигаемый технический результат - повышение надежности измерения скорости сближения объектов за счет более надежного обнаружения локатором сверхскоростных целей. Измерение скорости приближения ракеты к астероиду при встречных курсах их сближения заключается в измерении интервала времени t между моментами обнаружения, на установленном на ракете локаторе с частотно-модулированным сигналом, двух сигналов с разностными частотами, формируемыми между моментами пролета ракетой известного интервала расстояния S=Д1-Д2, и вычислении скорости V=S/t сближения объектов, при этом разностными сигналами являются сигналы с частотой Fp1=(N+4)Fp и Fp2=N(Fp=Fдо+А=2Vofo/С+Вtз), где N - число, значительно большее 1, когда между антенной РЛС и астероидом будут соответственно расстояния, соизмеримые с: Д1=(Fp1-A+Fi)C/2B и Д2=(Fp2-А+Fi)×С/2В, где Fi=2Vifo/C - частота Доплера при точном сближении объектов, Vi, Vo и С - соответственно скорости: сближения объектов, ракеты и света, fo - частота излучаемого непрерывного сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразному линейно возрастающему закону (НЛЧМ сигнал), В=Fmdfm - скорость изменения частоты НЛЧМ сигнала, A=Btз - часть частоты разностного сигнала, возникающая за счет искусственной задержки на время tз излучаемого НЛЧМ сигнала, Fm и dfm соответственно частота модуляции и девиация частоты НЛЧМ сигнала, выбираемые из условия До/Vo=fo/B, где До - известное базовое расстояние. Устройство для измерения скорости приближения ракеты к астероиду при встречных курсах их сближения содержит: приемно-передающую антенну, элемент задержки, смеситель, передатчик непрерывного сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразному линейно возрастающему закону и последовательно соединенные: фильтр разностных частот, обнаружитель сигналов узкополосного спектра частот, измеритель интервала времени и вычислитель. 2 н.п. ф-лы.

Изобретения относятся к радиолокационной технике. Техническим результатом является сокращение времени измерения изменения скорости движения цели по дальности. Величина изменения скорости движения цели по дальности определяется вычисленным выражением V1-V3=(4До/t2)×[(1-t1/t3)], где: - t1 - интервал времени, в течение которого цель пролетает интервал расстояния S1 от (До/Vo)(Vi+NVo)-δ×(Д/Vo)(Vi+NVo) до (До/Vo)(Vi+NVo)+δ×(Дo/Vo)(Vi+NVo), - δ - коэффициент, определяющий длину известных интервалов S1=S3 расстояния, - Vo и До - соответственно минимально возможная величина скорости цели и базовое расстояние, выбираемое из условия До/Vo=fн/Fмfд, fн - средняя частота излучаемого РЛС непрерывного сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразному линейно спадающему или возрастающему законам (НЛЧМ сигнал), - fд и Fм - девиация частоты и частота модуляции НЛЧМ сигнала, - N - положительное число, Vi - скорость цели, С - скорость света, - t2 - интервал времени, в течение которого цель пролетает интервал расстояния S2 от (До/Vo)(Vi+NVo)-δ×(n/Vo)(Vi+NVo) до (Дo/Vo)[Vi+(N+4)Vo]+δ×(До/Vo)[Vi+(N+4)Vo], t3 - интервал времени, в течение которого цель пролетает интервал расстояния S3 от (До/Vo)[Vi+(N+4)Vo]-δ×(Д/Vo)[Vi+(N+4)Vo] до (До/Vo)[Vi+(N+4)Vo]+δ×(Дo/Vo)[Vi+(N+4)Vo]. Устройство измерения изменения скорости движения цели по дальности содержит: приемно-передающую антенну, передатчик непрерывного сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразному линейно спадающему или возрастающему законам, смеситель, фильтр разностных частот, обнаружитель сигнала узкополосного спектра частот, регистр сдвига, три элемента И, элемент задержки, три счетчика импульсов, генератор счетных импульсов, две схемы умножения, две схемы деления, схему вычитания и шины постоянного цифрового числа. 3 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способам траекторией обработки радиолокационной информации. Достигаемым техническим результатом изобретения является повышение вероятности обнаружения маневра баллистической цели за счет исключения измерений угла места и азимута из обрабатываемых выборок. Указанный результат достигается за счет того, что вычисляют оценки скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость в середине интервала наблюдения типа скользящего окна по двум фиксированным выборкам произведений дальности на радиальную скорость, при этом выборка меньшего объема входит в состав выборки большего объема, затем вычисляют отношение абсолютного приращения оценок скорости к среднеквадратической ошибке оценки. Решение об обнаружении маневра принимают в момент времени, когда отношение абсолютного приращения оценок скорости к среднеквадратической ошибке оценки скорости становится больше заданного порога. 2 ил., 3 табл.

Группа изобретений относится к методам и средствам траекторных измерений космических аппаратов (КА) с использованием линий радиосвязи. В способе используют три территориально разнесенные измерительные станции (ИС). Первая ИС работает в запросном когерентном режиме и измеряет относительные дальность и скорость КА, а также регистрирует время прихода ответной посылки запроса дальности с КА. Две другие ИС работают в беззапросном некогерентном режиме. Они принимают ответный (сдвинутый по частоте) сигнал с КА, сформированный из запросного сигнала первой ИС. По принятому сигналу две данные ИС определяют дальность и скорость КА относительно этих ИС, а также время прихода с КА ответной посылки запроса. Информация, принятая с трех указанных ИС, передается для обработки в баллистический центр. Технический результат группы изобретений заключается в обеспечении более высокой точности определения траектории полета КА. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к методам и средствам траекторных измерений космических аппаратов (КА) с использованием линий радиосвязи. В способе используются три территориально разнесенные наземные измерительные станции (ИС) и приемоответчик КА. ИС измеряют значения радиальной скорости КА относительно ИС. При этом одна главная ИС (ГИС) работает в запросном режиме измерения данной скорости, а также дальности до КА. Две другие - ведомые ИС (ВИС) - работают в беззапросном режиме. Последние используют для измерения указанной скорости сигнал, сформированный приемоответчиком КА из запросной частоты ГИС. Измеренные доплеровские сдвиги частоты с ГИС и ВИС передаются в баллистический центр. Там вычисляются разности этих доплеровских сдвигов, эквивалентные измерениям радиоинтерферометров с базами, соответствующими расстояниям между ИС. В баллистическом центре по результатам измерений указанных скоростей и дальности рассчитывается траектория движения КА. Технический результат группы изобретений заключается в создании высокоточной и быстродействующей системы траекторных измерений с упрощенными конструкцией и эксплуатацией ее средств. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх