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 2510861:

Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Нижегородский научно-исследовательский институт радиотехники" (RU)

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 устройствам траекторной обработки радиолокационной информации и может быть использовано в РЛС и в автоматизированных системах управления (АСУ) 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 малой дальности типа «Скад». Параметры этой траектории (время от момента пуска t, дальность r, угол места ε, высота z, горизонтальная координата y и модуль скорости V) приведены в таблице 1. Активный участок траектории заканчивается на 65-й секунде полета ракеты.

Таблица 1
t, с r, км ε, град z, км у, км V, м/с АУТ
35 297,83 0,16 0.52 297,83 598
40 295,84 0,67 3,46 295,82 729
45 293,35 1,28 6,55 293,28 877
50 290,28 2,0 10,13 290.1 1044
55 286,58 2,86 14,3 286,2 1234
60 282,17 3,87 19,04 281.53 1452
65 277,15 5,04 24,35 276,08 1528
70 272,13 6,23 29,53 270,52 1496 ПУТ
75 267,2 7,4 34,41 264,97 1465
80 262,34 8.56 39,05 259,42 1436
85 257,54 9,72 43,48 253,84 1407
90 252,79 10,86 47,63 248,26 1380
95 248.09 12,0 51,58 242,86 1354

Координаты ракеты измеряются в РЛС дециметрового диапазона волн (РЛС ДДВ) «Гамма-ДЕ» и в РЛС метрового диапазона (РЛС МДВ) «Небо-СВУ». Период обзора Т0=5 с, точность измерения дальности σr=60-100 м, угла места в «Небо-СВУ» σε=90 мин, в «Гамма-ДЕ» σε=15 мин. РЛС находятся в точке падения ракеты. (Вооружение ПВО и РЭС России. Альманах. - М.: Издательство НО «Лига содействия оборонным предприятиям», 2011. - С.326-327, 334-335).

Оценка модуля скорости, то есть вычисление его численных значений, производилась по выборкам типа «скользящего окна» из пяти измерений декартовых координат:

где оценки скорости изменения высоты и горизонтальной координаты вычислялись по формулам:

весовой коэффициент оценки скорости в конце интервала наблюдения;

Т0 - период обзора РЛС (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 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 3 - угол наклона траектории, ϑ -ускорение силы тяжести (Жаков А.М., Пигулевский Ф.А. Управление баллистическими ракетами. - М.: «Военное издательство», 1965, С.15).

Таблица 2
Методические ошибки оценки модуля скорости, м/с
Участок АУТ ПУТ
Время полета, с 55 60 65 70 75 80 85 90
Оценка скорости 1192 1413 1614 1659 1559 1439 1407,4 1379,5
Истинная скорость 1234 1452 1528 1496 1465 1436 1407 1380
Методич. ошибка δ V n = V n V и с т -29 (-323) -32 (-115) +94 +165 +88 +3 +0,4 -0,5

Примечание: в скобках приведены разность между оценкой модуля скорости на АУТ и значением максимальной скорости (Vмакс=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 65-ти км. Если измерять скорость через 5 секунд после выключения двигателя, то перелет будет равен 45-ти км.

Таким образом, для исключения появления методических ошибок 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 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). 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 вертикальная и продольная составляющие ускорения являются переменными величинами, значения 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. Продольные составляющие ускорения примерно равны нулю, так как величина горизонтальных составляющих вектора скорости практически не изменяется (Жаков А.М., Пигулевский Ф.А. Управление баллистическими ракетами. - М.: «Военное издательство», 1965, С.10-11). 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.

Наиболее близким по своей сущности к заявляемому способу, то есть прототипом, является радиолокационный способ обнаружения времени окончания маневра ракеты путем сравнения оценки вертикального ускорения z ¨ с величиной порога, который равен СКО этой оценки σ z ¨ . Решение об окончании АУТ принимается при превышении оценки вертикального ускорения значения ее СКО:

если z ¨ > σ z ¨ - ракета находится на активном участке траектории, то есть имеется маневр;

если z ¨ σ z ¨ - ракета находится на пассивном участке траектории, то есть маневр отсутствует.

В качестве примера в таблице 3 и на графике фиг.1 приведены значения оценок вертикального ускорения ракеты, рассчитанные по выборкам типа «скользящего окна» из 5-ти измерений высоты, произведенных в PЛC МДВ «Небо-СВУ» и в РЛС ДДВ «Гамма-ДЕ». В качестве исходных данных использовались данные таблицы 1. За начало отсчета времени принят момент окончания АУТ на 65-й секунде полета ракеты.

Значения оценок вертикального ускорения и величина порога, то есть среднеквадратическая ошибка ускорения, вычисляются по формулам (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М.: «Радио и связь», 1967, С.306-308):

где η a ( i ) = 60 [ ( n + 1 ) ( n + 2 ) 6 i ( n + 1 ) + 6 i 2 ] T 0 2 n ( n 2 1 ) ( n 2 4 ) - весовые коэффициенты оценки ускорения;

zi=risinεi - измеренные значения высоты на интервале наблюдения;

σ z и з м r cos ε σ ε - среднеквадратическая ошибка (СКО) измерения высоты;

ri, εi - измеренные значения дальности до ракеты и ее угла места;

σε - среднеквадратическая ошибка измерения угла места;

T0 - период обзора РЛС;

n - число измерений в выборке (длительность «скользящего окна»).

Следует отметить, что ошибки определения высоты и, следовательно, вертикального ускорения, практически не зависят от ошибок измерения дальности, а зависят от ошибок измерения угла места.

Таблица 3
Значения оценок вертикального ускорения и СКО их определения.
Участок Активный участок Пассивный участок
Время, с -10 0 +5 +10 +15 +20
z ¨ , м/с2 +16.9 +23 +0,61 -10 -9,42 -9,5
σ z ¨ , м/с2:
«Небо-СВУ» σε=90 мин) 162 156 150 150 144 144
«Гамма-ДЕ» σε=15 мин) 27 26 25 25 24 24

Как видно из данных таблицы 3 и графика фиг.1, оценки вертикального ускорения на АУТ больше нуля (положительны), так как вертикальная скорость увеличивается из-за действия силы тяги двигателя. На ПУТ вертикальная скорость уменьшается из-за действия силы притяжения Земли, а вертикальное ускорение меньше нуля и равно ускорению силы тяжести. Но даже при относительно высокоточных измерениях угла места в РЛС ДДВ «Гамма-ДЕ» значения оценок вертикального ускорения z ¨ меньше среднеквадратической ошибки оценки вертикального ускорения σ z ¨ , как на активном, так и на пассивном участках, поэтому определить границу между ними, а значит определить время окончания АУТ практически невозможно. Для решения этой задачи необходимо в несколько раз повысить точность измерения угла места либо увеличить длительность «скользящего окна» (число измерений в выборке). Увеличивать длительность «скользящего окна» более минуты нецелесообразно, так как его длительность становится соизмеримой с продолжительностью АУТ ракет малой и средней дальности.

Таким образом, основным недостатком прототипа являются высокие требования к точности измерения угла места. Поэтому в РЛС МДВ, либо в других РЛС, размеры антенны которых соизмеримы с длиной волны, использовать данный способ практически невозможно. В мобильных РЛС сантиметрового и дециметрового диапазонов волн также сложно уменьшить ошибки измерения угла места до нескольких минут.

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка нового способа, при котором повышена чувствительность устройств определения времени окончания АУТ за счет исключения измерений угла места из обрабатываемых выборок. Для получения желаемого результата предлагается использовать новый параметр траектории - оценку ускорения по квадрату дальности, которую вычисляют путем оптимального взвешенного суммирования значений квадратов дальности до ракеты. Значения оценок ускорения

по квадрату дальности U ¨ ( r i 2 ) сравниваются с величиной среднеквадратической ошибки этих оценок σ U ¨ ( r i 2 ) . Решение об окончании АУТ и о начале ПУТ принимают в момент времени, когда оценка ускорения по квадрату дальности становится больше СКО оценки:

если U ¨ ( r i 2 ) < σ U ¨ ( r i 2 ) - ракета на активном участке траектории;

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

Значения оценок ускорения по квадрату дальности и СКО оценок вычисляются так же, как в прототипе:

где ri - измеренные значения дальности;

σr - среднеквадратическая ошибка измерения дальности.

Как видно из формулы (3), измерения угла места не используются. В отличие от прототипа, величина СКО оценки зависит только от ошибок измерения дальности. Ошибки измерения дальности не зависят от размеров антенны и могут быть уменьшены до нескольких десятков метров.

В качестве примера в таблице 4 и на графике фиг.2 приведены значения оценок ускорения U ¨ ( r i 2 ) и СКО их определения σ U ¨ ( r i 2 ) по выборкам из 5-ти измерений (при длительности «скользящего окна», равной 20 с) и при ошибках измерения дальности 100 м. В качестве исходных данных использовались данные таблицы 1.

Таблица 4
Значение оценок U ¨ ( r i 2 ) и СКО σ U ¨ ( r i 2 ) их определения
Участок Активный участок Пассивный участок
Время, с -10 0 +5 +10 +15 +20 +25
U ¨ ( r i 2 ) ,
км22
-12,7 -13,8 -8,83 -1,43 +3,24 +3,48 +3,13
σ U ¨ ( r i 2 ) ,
км22
1,2 1,2 1,2 1,15 1,15 1,1 1,1

Как видно из данных таблицы 4, значения оценок ускорения U ¨ ( r i 2 ) меньше нуля (отрицательны) на активном участке и больше нуля (положительны) на пассивном участке траектории. При ошибках измерения дальности, равным 100 м, оценки ускорения U ¨ ( r i 2 ) на пассивном участке траектории превышают значения СКО σ U ¨ ( r i 2 ) (примерно в три раза). На АУТ оценки ускорения меньше СКО примерно на порядок. Поэтому, в отличие от прототипа, граница между активным и пассивным участками траектории определяется с вероятностью близкой единице, а, значит, с такой же вероятностью определяется время окончания АУТ, как в РЛС метрового, так и в РЛС дециметрового и сантиметрового диапазонов. Запаздывание определения момента окончания АУТ не превышает 15 секунд. При увеличении длительности «скользящего окна» в 1,5 раза (до 30 с), либо при уменьшении ошибок измерения дальности в 2 раза (со 100 м до 50 м) чувствительность устройств, реализующих предлагаемый способ определения времени окончания АУТ, повышается в два раза.

Принцип работы устройства определения времени окончания АУТ заявляемым способом по выборке из трех значений квадратов дальности поясняется схемой, приведенной на фиг.3. В состав устройства входят блок вычисления квадрата дальности 1, блок оценивания второго приращения квадрата дальности 2, блок деления оценки второго приращения на период обзора в квадрате 3, пороговое устройство 4 и блок вычисления среднеквадратической ошибки оценки ускорения по квадрату дальности 5.

На вход блока 1 устройства подаются через равные промежутки времени, равные периоду обзора РЛС, данные измерений дальности, где вычисляются квадраты дальности. Значение квадрата дальности в текущем обзоре подается на вход первой линии задержки блока 2 оценивания второго приращения, а также умножается на весовой коэффициент и подается на вход сумматора. Значения квадратов дальности, полученные в двух предыдущих обзорах после задержки на время, равное одному и двум периодам обзора (Т0 и 2Т0), умножаются на свои весовые коэффициенты и одновременно с текущим взвешенным значением квадрата дальности поступают на вход сумматора. Таким образом, на входе сумматора формируется фиксированная выборка типа «скользящего окна» из трех значений квадратов дальности. Подобная схема для оптимального оценивания параметров приведена на 303-й странице упомянутой монографии Кузьмина С.З. «Цифровая обработка радиолокационной информации». Для увеличения числа измерений в «скользящем окне» необходимо увеличить число линий задержки, умножителей и т.д. При реализации способа на цифровой вычислительной машине (ЦВМ) вычисление и запоминание значений квадратов дальности производится в оперативном запоминающем устройстве, весовые коэффициенты хранятся в долговременном запоминающем устройстве, а операция суммирования производится в арифметическом устройстве.

Сигнал с выхода сумматора поступает на вход делителя 3, где производится деление на период обзора в квадрате, в результате чего получается оценка ускорения по квадрату дальности. Полученная оценка подается на пороговое устройство 4, где сравнивается с величиной среднеквадратической ошибки этого ускорения, вычисленной в блоке 5 по данным измерений дальности ri.

При превышении оценки U ¨ ( r i 2 ) величины СКО этой оценки σ U ¨ ( r i 2 ) 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, так как, в отличие от аналогов, для выявления времени окончания АУТ определяется ускорение по квадрату дальности, а не ускорения по декартовым координатам. Промышленная применимость заявляемого изобретения подтверждается возможностью выявления времени окончания АУТ с помощью серийных РЛС типа «Небо-СВУ», «Гамма-Д» и других станций, измеряющих дальность с ошибками около 100 м.

Использование предлагаемого способа радиолокационного определения времени окончания активного участка позволит 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 измеренной дальности баллистической ракеты, формируют фиксированную выборку типа «скользящего окна» значений преобразованной координаты, находят оценку ускорения преобразованной координаты и вычисляют ее среднеквадратическую ошибку, решение о времени окончания активного участка принимают по результатам сравнения полученной оценки в каждом новом положении «скользящего окна» с порогом, равным среднеквадратической ошибке оценки, отличающийся тем, что при преобразовании координаты вычисляют квадраты измеренных значений дальности, формируют фиксированную выборку квадратов дальности, оценку ускорения по квадрату дальности находят путем оптимального взвешенного суммирования выборки значений квадратов дальности, а решение об окончании активного участка траектории принимают в момент времени, когда значение оценки ускорения по квадрату дальности становится больше величины среднеквадратической ошибки оценки ускорения.



 

Похожие патенты:

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.
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 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.

Изобретение относится к области радиолокации, в частности, к области сопровождения траектории цели в обзорных радиолокационных станциях. Достигаемый технический результат - уменьшение времени обнаружения траектории цели и увеличение достоверности выдаваемой радиолокационной информации. Указанный результат достигается за счет того, что обнаруженную цель по вычисленной радиальной скорости относят к одному из двух типов: малоскоростная или скоростная, при этом для малоскоростной цели подтверждение обнаружения траектории осуществляют в совмещенных с регулярным обзором стробах, которые осматривают с периодом, кратным периоду регулярного обзора, для высокоскоростной цели подтверждение обнаружения траектории осуществляют в физических стробах, осматриваемых с минимальным технически возможным периодом, при котором цель, движущаяся с вычисленной радиальной скоростью, перемещается на расстояние, превышающее величину ошибки экстраполяции положения цели по дальности. 3 ил.
Наверх