Способ радиолокационного обнаружения маневра баллистической цели на пассивном участке траектории



Способ радиолокационного обнаружения маневра баллистической цели на пассивном участке траектории
Способ радиолокационного обнаружения маневра баллистической цели на пассивном участке траектории

 


Владельцы патента RU 2524208:

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

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.

 

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

Обнаружение маневра баллистической цели (БЦ) на пассивном участке траектории (ПУТ) очень важно как с тактической, так и с технической точек зрения. Несвоевременное обнаружение маневра может привести к большим методическим ошибкам прогноза точки падения, так как при маневре дальность полета БЦ может увеличиваться на десятки километров. В техническом плане маневрирование БЦ может существенно ухудшить точность определения параметров ее движения и устойчивость автоматического сопровождения.

В связи с отмеченными обстоятельствами в состав РЛС целесообразно включать специальные обнаружители маневра (ОМ) для того, чтобы исключить измерения, произведенные на участке маневра, из обрабатываемой выборки.

Известны способы обнаружения маневра на основе оценивания ускорения и скорости изменения координаты цели, использования алгоритмов параметрической идентификации оцениваемых параметров с их априорными значениями, использования приемов обнаружения расходимости процесса фильтрации параметров и др. (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М.: «Радио и связь», 1967. - С.310-311, С.346-347. Оценивание дальности и скорости в радиолокационных системах. Ч.2./ Под ред. В.И.Меркулова. - М.: «Радиотехника», 2007. - С.194-214). Основным недостатком этих способов является низкая чувствительность обнаружения маневра при грубых измерениях азимута и угла места цели.

Наиболее близким по своей сущности к заявляемому способу, то есть прототипу, является способ обнаружения маневра по абсолютной величине приращения скорости. (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М.: «Радио и связь», 1967. - С.346-347). Применительно к баллистической цели маневр может быть обнаружен по абсолютной величине приращения скорости изменения горизонтальной декартовой координаты, так как движение ракеты вдоль горизонтальной оси декартовой системы координат является равномерным и составляющая скорости будет постоянной. (Жаков А.М., Пигулевский Ф.А. Управление баллистическими ракетами. - М.: «Воениздат МО СССР», 1965 - С.12-13). На участке маневра составляющая скорости вдоль горизонтальной оси будет переменной, так как появляются ускорения, вызванные действием сил и моментов устройств совершения маневра.

Вначале 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 (СКО) оценки скорости σ V ^ x и сравнивают с некоторым наперед заданным порогом (числом а) в каждом новом положении «скользящего окна».

Таким образом, обнаружитель маневра способом-прототипом представляет собой пороговое устройство и работает по следующему алгоритму:

если | Δ V ^ x | σ V ^ x > a - маневр обнаружен;

если | Δ V ^ x | σ V ^ x a - маневр отсутствует.

По аналогичному правилу обнаруживается маневр при использовании абсолютного приращения оценки скорости изменения другой горизонтальной декартовой координаты | Δ V ^ y | = | V ^ y n V ^ y n 1 | :

если | Δ V ^ y | σ V ^ y > a - маневр обнаружен;

если | Δ V ^ y | σ V ^ y a - маневр отсутствует.

Вероятность обнаружения маневра вычисляется по формуле:

р м а н . = 2 Ф 0 ( | Δ V ^ y | σ V ^ y ) = 2 2 π 0 | Δ V ^ y | σ V ^ y e t 2 2 d t .

Значения нормированной функции Лапласа Ф0(.) приведены в таблице 1.1.2.6.2. (Бронштейн И.Н., Семендяев К.А. Справочник по математике для инженеров и учащихся втузов. - М.: «Наука», 1980, С.92-93).

Величину порога выбирают соответственно заданной вероятности обнаружения маневра. Например, при пороге а=2 вероятность обнаружения маневра будет равна рман.=0,954, а при а=3 - рман.=0,997.

Оценки скорости изменения горизонтальных декартовых координат и СКО этих оценок вычисляются по формулам для линейной траектории путем оптимального взвешенного суммирования значений декартовых координат:

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

где Δ ^ 1 x , Δ ^ 1 y - оценки первого приращения координаты за период обзора;

η ( i ) = 12 i 6 6 n n ( n 2 1 ) - весовые коэффициенты оценки первого приращения (скорости);

Т0 - период обзора РЛС;

n - число измерений в обрабатываемой выборке (объем выборки) (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М: «Радио и связь», 1967, С.300-301).

Значения СКО оценок скорости вычисляются по формулам (там же, с.308):

σ V ^ x = σ x T 0 12 n ( n 2 1 ) , σ V ^ y = σ y T 0 12 n ( n 2 1 ) ,

где σ x = ( r  cos  ε  cos   β   σ β ) 2 + ( r  sin  ε sin   β   σ ε ) 2 - СКО вычисления декартовой координаты x;

σ y = ( r  cos  ε  sin  β   σ β ) 2 + ( r  sin  ε  cos  β   σ ε ) 2 - СКО вычисления декартовой координаты y;

σβ, σε - СКО измерения азимута и угла места. СКО измерения дальности не учитываются, так как они оказывают несущественное влияние.

Сущность обнаружения маневра способом-прототипом рассмотрим на примере работы обнаружителя маневра по выборкам из пяти значений декартовой координаты y. Структурная схема ОМ представлена на фиг.1. В его состав входят блок 1 преобразования измеренных полярных координат, то есть вычисления декартовой координаты y, блок 2 оценивания первого приращения координаты y за период обзора, делитель оценки первого приращения на период обзора (блок 3), линия задержки на период обзора (блок 4), инвертор (блок 5), сумматор 6 для вычисления абсолютного приращения оценок скорости, вычислитель среднеквадратической ошибки оценки скорости (блок 8), делитель 7 абсолютного приращения оценок скорости на среднеквадратическую ошибку оценки и пороговое устройство 9.

Вычисленные в блоке 1 значения координаты y подают на вход запоминающего устройства блоки 2, состоящего из 4-х линий задержки. Текущее значение координаты y5, умножают на весовой коэффициент (0,2) и подают на вход сумматора. Значения координаты y1-y4, вычисленные по данным измерений дальности, азимута и угла места в предыдущих обзорах, после задержки на требуемое число периодов обзора и умножения на соответствующий весовой коэффициент подают одновременно с текущим взвешенным значением координаты на вход сумматора. Таким образом, на входе сумматора формируются в каждом обзоре фиксированные выборки из 5-ти взвешенных значений координаты, а на выходе сумматора получают оптимальные оценки первого приращения координаты. После деления этого приращения в блоке 3 на период обзора получают текущую оценку скорости изменения координаты и подают ее на вход сумматора 6. На другой вход сумматора поступает оценка скорости, полученная в предыдущем обзоре и умноженная на (-1). На выходе сумматора получают абсолютное приращение оценок скорости, делят его на СКО оценки скорости и подают на пороговое устройство 9. Решение об обнаружении маневра принимают в момент времени, когда абсолютное приращение оценок скорости к СКО оценки становится больше установленного порога а.

В качестве примера вычислим вероятность обнаружения маневра ракеты типа «Атакмс» на траектории с дальностью стрельбы 290 км. В таблице 1 приведены следующие параметры этой траектории:

время до момента падения ракеты Тпад.;

измеренные полярные координаты: дальность r, угол места ε, радиальная скорость r ˙ ;

преобразованные координаты: высота zi=risinεi, декартовы горизонтальные координаты xi=ricosεisinβi, yi=ricosεicosβi, произведение дальности на радиальную скорость r i r ˙ i .

РЛС «Резонанс-НЭ» находится в плоскости траектории в 200 км от точки падения. Азимут БЦ равен 45°. Среднеквадратические ошибки (СКО) измерения координат: дальности σr=300 м, радиальной скорости σ r ˙ = 1,5   м / с , угла места и азимута σβε=90 мин (Вооружение ПВО и РЭС России. Альманах. - М.: Издательство НО «Лига содействия оборонным предприятиям», 2011. - С.356-361).

Таблица 1
r ˙ ,  м/с
Тпад.,с r, км ε, град z, км х, y, км r i r ˙ i ,   к м 2 / с 2
1 2 3 4 5 6 7
246 321,1 8,81 -1051 49,18 224,37 -337,38
236 310,53 8,0 -1063 43,22 217,44 -330,03
226 299,86 6,96 -1069 36,34 210,47 -320,55
216 289,18 5,65 -1065 28,47 203,47 -307,977
206 278,62 4,06 -1043 19,73 196,52 -290,60
196 268,5 2,19 -965 10,26 189,72 -259,10
186 258,65 1,5 -910 6,77 182,83 -235,35
176 250,85 1,52 -948 6,65 177,31 -162,60
166 245,45 2,01 -448 8,61 173,45 -109,96
156 241,58 2,57 -383 10,83 170,65 -81,73

Маневр начинается за 196 секунд до точки падения ракеты. Для обнаружения маневра формируются выборки из пяти значений координат. Результаты вычислений представлены в таблице 2.

Таблица 2
Момент оценивания, с 206 196 186 176 166 156
V ^ y n ( V ^ x n ) ,  м/с -697 -694 -690 -660 -585 -475
| Δ V ^ y | ,  м/с - 3 4 30 75 110
σ V ^ y ,  м/с 174 169 163 157 152 147
| Δ V ^ y | σ V ^ y
0 0,02 0,02 0,19 0,49 0,75
р м а н . = 2 Ф 0 ( | Δ V ^ y | σ V ^ y )
0 0 0 0,15 0,38 0,55

Как видно из приведенного примера, из-за больших ошибок измерения азимута в РЛС «Резонанс-НЭ» маневр практически не обнаруживается. Чтобы обнаруживался маневр с вероятностью не ниже 0,95 на 176-й секунде (через 2 обзора после начала маневра), необходимо установить порог а=2 и уменьшить ошибку измерения азимута более, чем на порядок (с σβ=90 мин до σβ=9 мин).

Таким образом, основным недостатком прототипа является низкая вероятность обнаружения маневра при грубых измерениях азимута и угла места. Поэтому в РЛС, размеры антенны которых соизмеримы с длиной волны, в первую очередь в РЛС метрового диапазона волн, использовать данный способ нецелесообразно.

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

Для достижения этого результата используют высокоточные измерения дальности ri и радиальной скорости (скорости изменения дальности) r ˙ i . В заявляемом 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 :

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

СКО оценок вычисляют также, как в прототипе:

σ V ^ r r = σ r r ˙ T 0 12 n ( n 2 1 ) ,

где σ r r ˙ = ( r σ r ˙ ) 2 + ( r ˙ σ r ) 2 - СКО вычисления произведения дальности на радиальную скорость;

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

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

В отличие от прототипа величина СКО оценки зависит только от ошибок измерения радиальной скорости и дальности. 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.

Сущность обнаружения маневра заявляемым способом рассмотрим на примере работы обнаружителя маневра по выборкам из трех и пяти значений произведений дальности на радиальную скорость. Структурная схема ОМ представлена на фиг.2. В его состав входят блок 1 преобразования измеренных полярных координат, то есть вычисления произведения дальности на радиальную скорость, блок 2 оценивания первого приращения произведения дальности на радиальную скорость за период обзора, два делителя (блоки 3 и 6) оценки первого приращения на период обзора, линия задержки на период обзора (блок 4), инвертор (блок 5), сумматор для вычисления абсолютного приращения оценок скорости (блок 7), блок 9 вычисления среднеквадратической ошибки оценки скорости, делитель 8 абсолютного приращения оценок скорости на среднеквадратическую ошибку оценки скорости и пороговое устройство 10.

Значения вычисленных в первом блоке произведений дальности на радиальную скорость подают на вход запоминающего устройства блока 2, состоящего из 4-х линий задержки.

Текущее значение r 5 r ˙ 5 умножают на весовой коэффициент, равный 0,2, и подают на вход первого сумматора. Одновременно с этим сигналом на вход сумматора подаются значения произведений, задержанные на 1, 3 и 4 обзора РЛС и умноженные на свои весовые коэффициенты. В итоге, как и в прототипе, на выходе сумматора получают оценку первого приращения по выборке из 5-ти значений произведений дальности на радиальную скорость:

Δ ^ 1 r r ˙ ( 5 ) = 2 r 5 r ˙ 5 + r 4 r ˙ 4 r 2 r ˙ 2 2 r 1 r ˙ 1 10 .

В блоке 2 оценивают также первое приращение по выборке из 3-х значении произведении дальности на радиальную скорость: Δ ^ 1 r r ˙ ( 3 ) = r 4 r ˙ 4 r 2 r ˙ 2 2 . Для этого на вход второго сумматора подают задержанные на период обзора и на три периода обзора взвешенные значения произведений дальности на радиальную скорость. Как видно из приведенных формул, в отличие от прототипа оценки скорости вычисляют по выборкам разного объема для одной точки траектории ракеты (для середины интервала наблюдения).

Оценку первого приращения Δ ^ 1 r r ˙ ( 5 ) делят в блоке 6 на период обзора и получают оценку скорости V ^ r r ˙ ( 5 ) . Эту оценку подают на вход сумматора 7. Оценку первого приращения Δ ^ 1 r r ˙ ( 3 ) , полученную по выборке меньшего объема, делят в блоке 3 на период обзора и получают оценку скорости V ^ r r ˙ ( 3 ) . Чтобы оценка V ^ r r ˙ ( 3 ) поступала на вход сумматора 7 одновременно с оценкой V ^ r r ˙ ( 5 ) , ее задерживают на период обзора в блоке 3. Чтобы получить приращение оценок, V ^ r r ˙ ( 3 ) умножают на (-1) в блоке 5.

Полученное на выходе сумматора 7 значение абсолютного приращения оценок скорости | Δ V ^ r r ˙ | = | V ^ r r ˙ ( 5 ) V ^ r r ˙ ( 3 ) | делят в блоке 8 на СКО ки σ V ^ r r ˙ , вычисленную в блоке 9 для выборки меньшего объема, и подают на пороговое устройство 10. Решение об обнаружении маневра принимают в момент времени, когда отношение абсолютного приращения оценок скорости к СКО оценки становится больше заданного порога.

В качестве примера вычислим вероятность обнаружения маневра ракеты типа «Атакмс» заявляемым способом по исходным данным таблицы 1. Результаты вычислений приведены в таблице 3.

Таблица 3
166
Момент оценивания, с 216 206 196 186 176
0,846 1,1 1,494 2,45 2,76 4,82
V ^ r i r ˙ i ( 3 ) , V ^ r i r ˙ i ( 5 ) ,  км 2 2 0,867 1,16 1,717 3,33 3,46 3,58
| Δ V ^ r r ˙ | ,  км 2 2 0,02 0,05 0,22 0,88 0,70 1,24
σ V ^ r r ˙ ,  км 2 2 0,04 0,04 0,038 0,037 0,036 0,035
| Δ V ^ r r ˙ | σ V ^ r r ˙
0,5 1,25 5,9 24 19 35
р м а н . = 2 Ф 0 ( | Δ V ^ r r ˙ σ V ^ r r ˙ )
0,38 0,78 1 1 1 1

Как видно из приведенного примера, заявляемый способ характеризуется высокой чувствительностью. В отличие от прототипа маневр обнаруживается в РЛС «Резонанс-НЭ» с вероятностью, близкой единице, в самом начале, то есть на 196-й секунде полета ракеты. Данный эффект достигается за счет использования высокоточных измерений радиальной скорости ( σ r ˙ = 1,5  м/с ) и дальности (σr=300 м) и устранения влияния грубых измерений азимута и угла места (σβε=90 мин).

Заявляемое изобретение соответствует условиям новизны и изобретательского уровня. Признаками изобретения, совпадающие с признаками прототипа, являются следующие операции:

преобразование измеренных полярных координат;

вычисление оценок скорости изменения преобразованных координат по фиксированным выборкам значений преобразованных координат и значений СКО этих оценок;

вычисление абсолютного приращения оценок скорости;

деление абсолютного приращения оценок скорости на СКО оценок;

принятие решения об обнаружении маневра в момент времени, когда отношение абсолютного приращения оценок скорости к СКО оценки скорости превышает заданный порог, величину которого выбирают исходя из заданной вероятности обнаружения маневра.

Отличительные признаки заявляемого изобретения.

При преобразовании измеренных полярных координат вычисляют произведения дальности на радиальную скорость, а не значения декартовых координат.

Формируют фиксированные выборки значений произведений дальности на радиальную скорость, а не выборки декартовых координат.

Оценки скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость вычисляют для одной точки траектории (для середины интервала наблюдения) по фиксированным выборкам значений произведений дальности на радиальную скорость разного объема. Оценки скорости изменения декартовых координат вычисляют по выборкам декартовых координат одинакового объема в соседних периодах обзора.

В заявляемом изобретении не используются результаты измерений азимута и угла места. Вероятность обнаружения маневра зависит от ошибок измерения радиальной скорости и дальности. В прототипе не используются результаты измерений радиальной скорости. Вероятность обнаружения маневра зависит от ошибок измерения азимута и угла места, а ошибки измерения дальности оказывают несущественное влияние.

Использование заявляемого способа радиолокационного обнаружения маневра баллистической цели на пассивном участке траектории позволит повысить вероятность обнаружения маневра в РЛС с грубыми измерениями азимута и угла места. Своевременное обнаружение маневра 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 участке маневра, из состава обрабатываемых выборок.

Таким образом, способ радиолокационного обнаружения маневра баллистической цели на пассивном участке траектории заключается в том, что производят преобразование измеренных полярных координат баллистической цели, формируют фиксированные выборки типа «скользящие окна» значений преобразованных координат, вычисляют скорости изменения преобразованных координат и среднеквадратичную ошибку оценки скорости, вычисляют абсолютное приращение оценок скорости, вычисляют отношение абсолютного приращения оценок скорости к среднеквадратичной ошибке оценки скорости, решение об обнаружении маневра принимают в момент времени, когда отношение абсолютного приращения оценок скорости к среднеквадратической ошибки оценки скорости становится больше порога, величину которого выбирают в соответствии с заданной вероятностью обнаружения маневра, при преобразовании измеренных полярных координат вычисляют произведения измеренных значений дальности на измеренные значения радиальной скорости, формируют две фиксированных выборки произведений дальности на радиальную скорость, при этом одна из выборок входит в состав другой выборки, находят оценки скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость для середины интервала наблюдения по двум выборкам, вычисляют абсолютное приращение оценок скорости и делят его на среднеквадратическую ошибку оценки скорости в выборке меньшего объема, решение об обнаружении маневра принимают в момент времени, когда отношение абсолютного приращения оценок скорости к среднеквадратической ошибке оценки скорости становится больше порога.

Способ радиолокационного обнаружения маневра баллистической цели на пассивном участке траектории, заключающийся в том, что производят преобразование измеренных полярных координат баллистической цели, формируют фиксированные выборки типа «скользящего окна» значений преобразованных координат, вычисляют оценку скорости изменения преобразованных координат и ее среднеквадратическую ошибку, вычисляют отношение абсолютного приращения оценок скорости изменения преобразованных координат в двух выборках к среднеквадратической ошибке этой оценки, решение об обнаружении маневра принимают по результатам сравнения полученного отношения абсолютного приращения оценок скорости изменения преобразованных координат к среднеквадратической ошибке этой оценки в каждом новом положении «скользящего окна» с порогом, соответствующим заданной вероятности обнаружения маневра, отличающийся тем, что измеряют радиальную скорость баллистической цели, при преобразовании измеренных полярных координат вычисляют произведения измеренных значений дальности на измеренные значения радиальной скорости и преобразуют эти произведения в цифровые сигналы, в каждом новом положении «скользящего окна» формируют две фиксированные выборки полученных произведений, при этом одна из выборок входит в состав другой выборки, в каждой выборке находят оценку скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость путем оптимального взвешенного суммирования произведений измеренных значений дальности на измеренные значения радиальной скорости, вычисляют абсолютное приращение полученных оценок, вычисляют среднеквадратическую ошибку оценки скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость в выборке меньшего объема, вычисляют отношение абсолютного приращения оценок скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость к среднеквадратической ошибке этой оценки, в каждом новом положении «скользящего окна» сравнивают отношение абсолютного приращения оценок скорости к среднеквадратической ошибке этой оценки, решение об обнаружении маневра принимают в момент времени, когда значение полученного отношения абсолютного приращения оценок скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость к среднеквадратической ошибке этой оценки становится больше заданного порога.



 

Похожие патенты:

Изобретения относятся к радиолокационной технике. Техническим результатом является сокращение времени измерения изменения скорости движения цели по дальности.
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.

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.

Изобретение относится к дистанционному зондированию пространства для определения дальности и скорости рассеивателей. Достигаемый технический результат - повышение разрешения по дальности и скорости рассеивателей.

Группа изобретений относится к средствам радиолокационного наблюдения траекторий баллистических объектов. Достигаемый технический результат - повышение информативности измерений.

Изобретение относится к дистанционному зондированию пространства для определения дальности и скорости рассеивателей. Достигаемый технический результат - снятие неоднозначности при измерении дальности и скорости.

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.

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.

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.

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования команды на пуск защитного боеприпаса, а также к применению этого устройства в качестве радиолокационной станции (РЛС) измерения скорости цели, в качестве радиовзрывателя и в качестве измерителя интервала времени пролета целью известного расстояния. Способ заключается в определении момента выдачи команды на пуск защитного боеприпаса устанавливаемому по началу возникновения и обнаружения на РЛС сигнала конкретной разностной частоты. Команду на пуск защитного боеприпаса формируют только при равенстве по длительности второго и половины первого интервалов времени. Устройство содержит антенну, первый и второй смесители, передатчик непрерывного сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразному линейно возрастающему закону (НЛЧМ сигнал), фильтр разностных частот, генератор непрерывной частоты, широкополосный фильтр, усилитель-ограничитель, узкополосный полосовой фильтр, амплитудный детектор, компаратор, формирователь импульса, второй генератор непрерывной частоты, аналоговый сумматор, регистр сдвига, генератор счетных импульсов, реверсивный счетчик, цифровой компаратор, ждущий мультивибратор, три элемента И, два элемента ИЛИ, делитель на два, коммутатор, блок памяти, преобразователь кода. Вход антенны, работающий на передачу, подключен к высокомощному выходу передатчика НЛЧМ сигнала через элемент задержки. Технический результат заключается в повышении надежности обнаружения сверхскоростных целей. 5 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено для решения проблемы повышения точности встречи при кратковременном взаимодействии двух летательных объектов на малых расстояниях. Достигаемый технический результат - упрощение определения текущего промаха между траекториями полета двух объектов и минимизация промаха между летательным аппаратом и объектом сближения. Указанный результат достигается тем, заявленный способ и устройство для его реализации обеспечивают самокоррекцию промаха при встрече малоразмерного летательного аппарата с объектом на заключительном участке траектории полета без применения гироскопического прибора и за счет использования упрощенной слабонаправленной антенны. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Способ измерения радиальной скорости объекта относится к радиолокации. Достигаемый технический результат - уменьшение погрешности измерения радиальной скорости объекта, при которой частота Доплера меньше единиц кГц, и упрощение способа измерения скорости объекта. Указанные результаты достигаются за счет того, что способ состоит в облучении движущегося объекта модулированным по амплитуде сигналом высокой частоты одним прямоугольным импульсом и одновременном приеме сигнала, отраженного от объекта в обратном направлении. В принимаемом от объекта сигнале, за время длительности t модулирующего по амплитуде прямоугольного импульса, измеряют набег фазы φ относительно фазы сигнала генератора высокой частоты, а радиальную скорость объекта V определяют по формуле V=φ·λ/4π·t, где φ - набег фазы в отраженном сигнале за время t; λ - длина волны сигнала, облучающего объект; t - время длительности модулирующего прямоугольного импульса. Направление движение объекта определяют по знаку набега фазы ±φ, когда плюс, объект движется от наблюдателя, минус - к наблюдателю. 2 ил.

Способ определения модуля скорости баллистической цели в наземной радиолокационной станции относится к радиолокации. Достигаемый технический результат изобретения - повышение точности определения модуля скорости баллистической цели (БЦ) в наземных радиолокационных станциях (РЛС) с грубыми измерениями угла места и азимута. Указанный результат достигается тем, что через интервалы времени, равные периоду обзора Т0 РЛС, измеряют дальность и высоту БЦ. Определяют оценку высоты БЦ в середине интервала наблюдения путем взвешенного суммирования N оцифрованных измерений высоты. Определяют оценку второго приращения квадрата дальности за обзор путем взвешенного суммирования N оцифрованных сигналов квадратов дальности. Определяют геоцентрический угол между РЛС и БЦ в середине интервала наблюдения по формуле , где rcp - дальность до БЦ в середине интервала наблюдения, Rз - радиус Земли. Определяют ускорение силы тяжести в середине интервала наблюдения по формуле , где g0 - ускорение силы тяжести на поверхности Земли. Определяют значение модуля скорости БЦ в середине интервала наблюдения на невозмущенном пассивном участке траектории по формуле . 4 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области ближней радиолокации и может быть использовано в системах фазовой автоподстройки частоты (ФАПЧ) в радиолокационном датчике доплеровского смещения частоты. Достигаемый технический результат изобретения - повышение точности определения моментов срывов ФАПЧ и возможность их корректировки. Указанный результат достигается за счет того, что радиолокационный датчик выполняют в виде системы из двух контуров, один из которых используется в контуре слежения за фазой, а другой - в контуре обнаружителя срыва слежения. За счет совместной обработки информации, получаемой с дискриминаторов, удается отследить срывы слежения за фазой и ввода коррекции. 5 ил.

Изобретение относится к радиолокации и предназначено для обнаружения когерентно-импульсных неэквидистантных радиосигналов и измерения радиальной скорости движущегося объекта. Достигаемый технический результат - повышение точности измерения. Указанный результат достигается тем, что обнаружитель-измеритель радиоимпульсных сигналов содержит блок задержки, блок комплексного сопряжения, блок комплексного умножения, блок усреднения, блок вычисления фазы, умножитель, ключ, блок вычисления модуля, первый блок памяти, блок управления, пороговый блок, второй блок памяти, синхро-генератор, первый и второй двухканальные ключи, дополнительный блок усреднения, дополнительный блок задержки, дополнительный блок вычисления модуля, дополнительный блок комплексного сопряжения, дополнительный блок комплексного умножения и сумматор, определенным образом соединенные между собой и осуществляющие междупериодную обработку исходных отсчетов. 10 ил.
Изобретение относится к области обработки радиосигналов и может быть использовано в радиолокационной технике. Достигаемый технический результат - обеспечение возможности измерения радиальной скорости движущегося объекта при сохранении возможности измерения дальности до объекта. Указанный результат достигается за счет того, что устройство моноимпульсного измерения радиальной скорости объектов состоит из двух идентичных каналов обработки зондирующего и отраженного линейно-частотно модулированных (ЛЧМ) импульсов, подключенных к первому и второму выходам электронного ключа, при этом поступающие на электронный ключ зондирующий ЛЧМ импульс и отраженный от движущегося объекта ЛЧМ импульс коммутируются с соответствующим каналом обработки, причем каждый из каналов обработки состоит из последовательно соединенных полосового фильтра, перемножителя, на один вход которого с выхода полосового фильтра поступает ЛЧМ импульс, а на второй вход - тот же импульс, но задержанный в линии задержки, интегратора, схемы фазовой автоподстройки частоты, измерителя частоты, при этом выход измерителя частоты из состава каждого канала соединен с входом устройства сравнения, выход которого соединен с решающим устройством. 2 ил.
Наверх