Обнаружитель маневра баллистической ракеты по фиксированной выборке квадратов дальности

Изобретение относится к области радиолокации. Достигаемый технический результат изобретения - повышение вероятности обнаружения маневра баллистической ракеты. Указанный результат достигается за счет того, что решение об обнаружении маневра принимают, если отношение разности между оценками второго приращения квадрата дальности, вычисляемыми в «скользящем окне» по двум выборкам квадратов дальности, при этом выборка меньшего объема входит в состав выборки большего объема, а ее начало и конец удалены от начала и конца выборки большего объема на равное число обзоров, к среднеквадратической ошибке (СКО) определения этой разности становится больше порога. Обнаружитель маневра содержит последовательно соединенные умножитель входных измеренных сигналов дальности, цифровой нерекурсивный фильтр из запоминающего устройства, блока умножителей и сумматора, делитель и пороговое устройство, а также вычислитель СКО, подключенный к второму входу делителя. 3 ил., 3 табл.

 

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано в радиолокационных станциях (РЛС) для обнаружения маневра баллистических ракет (БР). Задачу определения времени начала и окончания маневра необходимо решать для того, чтобы не допустить появления методических ошибок определения параметров баллистической траектории и срыва автосопровождения БР. В частности, координаты точки падения ракет малой и средней дальности, вычисленные по радиолокационным измерениям, произведенным на участке маневра, могут определяться с недолетом или перелетом от нескольких десятков до нескольких сотен километров.

На траектории БР можно выделить три участка (смотри фиг. 1):

- активный участок траектории (АУТ), на котором БР движется под действием силы тяги двигателей и совершает маневр большой интенсивности;

- пассивный участок траектории (ПУТ), начинающийся после выключения двигателей, на котором БР движется по инерции под действием известной силы притяжения к Земле, маневр отсутствует, поэтому траектория БР и координаты точки ее падения могут быть определены с высокой точностью;

- участок маневра, как правило, на нисходящей ветви ПУТ, на котором БР движется под действием управляющих сил аэродинамических рулей или специальных ракетных двигателей, поэтому траектория отличается от баллистической и ее параметры определяются с методическими ошибками.

Известны обнаружители маневра (ОМ), в которых реализованы способы обнаружения маневра на основе оценивания ускорения или скорости изменения прямоугольных координат летательного аппарата, использования алгоритмов параметрической идентификации оцениваемых параметров с их априорными значениями и приемов обнаружения расходимости процесса фильтрации параметров и др. [1, С. 310-311; 2, С. 194-214].

Основным недостатком этих ОМ является низкая вероятность обнаружения маневра при грубых измерениях азимута и угла места, а также низкая вероятность или невозможность выявления маневра БР на ПУТ.

Известны ОМ, в которых реализованы алгоритмы выявления скачка скорости изменения фокального параметра траектории БР [3, С. 374-379].

Основным недостатком этих ОМ является низкая вероятность обнаружения маневра при грубых измерениях азимута и угла места, а также сложность их реализации на ЭВМ из-за больших вычислительных затрат.

Известен ОМ, в котором реализован способ обнаружения маневра БР на ПУТ по разности оценок скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость [4].

Этот ОМ характеризуется высокой вероятностью обнаружения маневра. К его недостаткам следует отнести сложность реализации, так как необходимо измерять радиальную скорость БР с высокой точностью.

Наиболее близким аналогом заявленному изобретению, то есть прототипом, в котором устранено влияние ошибок измерения азимута и угла места на вероятность обнаружения маневра, является ОМ, в котором реализован способ обнаружения времени окончания АУТ по выборке квадратов дальности [5].

Сущность обнаружения маневра устройством-прототипом заключается в том, что решение об окончании АУТ, то есть об окончании маневра БР, принимают в момент времени, когда знак оценки ускорения по квадрату дальности меняется с отрицательного на положительный.

Схема прототипа, в котором обнаружение времени окончания маневра (АУТ) осуществляют по фиксированной выборке из 7-ми квадратов дальности, приведена на фиг. 2.

В РЛС измеряют дальность в цифровом виде, производят перемножение этих сигналов в блоке 1 и получают квадраты дальности. Автосопровождение цели осуществляют в «скользящем окне» из 7-ми квадратов дальности По этой выборке на выходе блока 2, называемого цифровым нерекурсивным фильтром (ЦНРФ), получают сглаженное значение, то есть оценку, второго приращения квадрата дальности путем оптимального взвешенного суммирования квадратов дальности: Затем эту оценку делят в блоке 3 на период обзора РЛС (период измерения дальности) во второй степени и получают оценку ускорения по квадрату дальности . Далее в блоке 5 вычисляют среднеквадратическую ошибку (СКО) оценки ускорения по квадрату дальности: где σr - СКО измерения дальности.

В каждом новом положении «скользящего окна» сравнивают в пороговом устройстве (блок 4) оценку ускорения по квадрату дальности с СКО . Если , то принимают решение о наличии маневра, то есть о нахождении цели на активном участке траектории. Решение об окончании маневра, то есть о начале пассивного участка траектории (ПУТ), принимают в момент времени, когда .

Достоинством прототипа является простота его структурной схемы и высокая вероятность обнаружения времени окончания АУТ, то есть конца маневра БР, приближающихся к РЛС, из-за устранения влияния ошибок измерения угла места и азимута.

К недостаткам прототипа следует отнести невозможность обнаружения маневра БР на ПУТ, а также выявления времени окончания АУТ (конца маневра) БР, удаляющихся от РЛС, так как оценки ускорения будут положительными как на невозмущенной баллистической траектории, так и на участках маневра.

Техническим результатом изобретения является повышение вероятности обнаружения маневра БР без усложнения структурной схемы прототипа.

Указанный технический результат достигается тем, что в заявленном ОМ, в отличие от прототипа, реализован алгоритм обнаружения маневра БР путем сравнения разности между оценками второго приращения квадрата дальности, вычисляемыми по выборкам квадратов дальности разного объема, с среднеквадратической ошибкой определения этой разности.

Сущность алгоритма заключается в следующем.

Сначала вычисляют абсолютную разность оценок второго приращения квадрата дальности по двум выборкам из N и N-2k квадратов дальности. При этом начало и конец выборки меньшего объема удалены от начала и конца выборки большего объема, то есть от границ «скользящего окна», на равное число k обзоров:

где

где - весовые коэффициенты вычисления оценки второго приращения [6, С. 155-156];

N - число измерений дальности (объем «скользящего окна»);

i - порядковый номер измерения дальности в выборке.

Затем вычисляют СКО определения этой разности оценок путем суммирования квадратов весовых коэффициентов:

Далее решение о наличии или об отсутствии маневра БР принимают по следующему алгоритму:

если маневр отсутствует,

если маневр обнаружен.

Если в состав обеих выборок входят значения квадратов дальности, измеренные на невозмущенной баллистической траектории, то эта разность, без учета сопротивления воздуха, мала: где gср - ускорение силы тяжести. Если в состав выборки большего объема попадут измерения дальности с участка маневра, то разность возрастает скачком из-за появления ускорений по декартовым координатам.

В качестве примера получим формулу для вычисления разности между оценкой по выборке из 7-ми квадратов дальности и оценкой по выборке из 5-ти квадратов дальности:

Как видно из этого выражения, разность оценок, как и сами оценки, представляют собой взвешенную сумму квадратов дальности. Поэтому формулу СКО определения разности оценок можно получить путем суммирования квадратов весовых коэффициентов:

Формулы определения разности оценок и СКО этой разности для других соотношений выборок квадратов дальности приведены в таблице 1.

Для доказательства реализуемости заявленного технического результата в таблице 2 приведены вероятности обнаружения времени окончания АУТ (маневра) ракеты «Атакмс», а в таблице 3 - вероятность обнаружения начала маневра на ПУТ по выборкам из 7-ми и 5-ти квадратов дальности.

Вероятность обнаружения маневра вычисляется по формуле Лапласа:

Вычисления проводились при следующих исходных данных. РЛС находится в районе точки падения. СКО измерения координат равны: по дальности - σr=25 м, по углу места - σε=1,5°. Участки маневра выделены полужирным шрифтом: конец АУТ - на 25-й секунде, начало маневра на ПУТ - на 175-й секунде.

Как видно из таблиц, конец маневра выявляется с задержкой в 20 секунд, то есть после того, как в выборке почти не осталось измерений дальности, произведенных на АУТ. Начало маневра на ПУТ выявляется с вероятностью, близкой единице, уже в первом обзоре РЛС. На пассивном участке при малых высотах БР на величину разности оценок оказывает сопротивление воздуха (δ7,5=0,2…0,32 км2).

Как показано в [4, 5], реализовать высокие вероятности обнаружения маневра по выборкам горизонтальных декартовых координат и высоты проблематично даже в РЛС с относительно высокоточными измерениями угла места и азимута.

Структурная схема заявленного обнаружителя маневра по выборкам из 7-ми квадратов дальности приведена на фиг. 3, где введены следующие обозначения:

1 - умножитель входных сигналов дальности;

2 - цифровой нерекурсивный фильтр (ЦНРФ);

2.1 - запоминающее устройство;

2.2 - блок умножителей квадратов дальности на весовые коэффициенты;

2.3 - сумматор;

3 - делитель;

4 - пороговое устройство;

5 - вычислитель СКО;

6 - вычислитель квадратного корня;

7 - блок порогового сигнала.

Обнаружитель маневра баллистической ракеты по фиксированной выборке квадратов дальности содержит так же, как прототип, последовательно соединенные умножитель входных сигналов, ЦНРФ, состоящий из последовательно соединенных запоминающего устройства, блока умножителей квадратов дальности на весовые коэффициенты и сумматора, делитель и пороговое устройство, выходы которого являются выходами заявленного устройства, а также содержит вычислитель СКО.

В отличие от прототипа, согласно изобретению, второй вход делителя соединен с выходом вычислителя СКО, вход которого подключен к выходу вычислителя квадратного корня, вход которого подключен к соответствующему выходу запоминающего устройства ЦНРФ. Второй вход порогового устройства соединен с выходом блока порогового сигнала.

В блоке умножителей ЦНРФ, в отличие от прототипа, квадраты дальности умножают на весовые коэффициенты определения разности между оценкой второго приращения квадрата дальности по выборке квадратов дальности большего объема и оценкой по выборке квадратов дальности меньшего объема, на выходе сумматора ЦНРФ получают разность между оценкой второго приращения квадрата по выборке квадратов дальности большего объема и оценкой по выборке квадратов дальности меньшего объема. СКО определения разности между оценками вычисляют путем суммирования квадратов весовых коэффициентов определения разности между оценками и извлечения квадратного корня из полученной суммы.

Таким образом, введение в устройство, содержащее умножитель входных сигналов, ЦНРФ, делитель, пороговое устройство и вычислитель СКО, вычислителя квадратного корня с соответствующими связями, использование в ЦНРФ новых весовых коэффициентов для определения разности между оценкой второго приращения квадрата по выборке квадратов дальности большего объема и оценкой по выборке квадратов дальности меньшего объема, а также для вычисления СКО определения этой разности позволило достичь заявленного технического результата: повышение вероятности обнаружения маневра БР без существенного усложнения структурной схемы прототипа.

Список использованных источников

1. Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М.: «Радио и связь», 1967, 395 с.

2. Оценивание дальности и скорости в радиолокационных системах. Ч. 2. / Под ред. В.И. Меркулова - М.: «Радиотехника», 2007, 304 с.

3. Кузьмин С.З. Основы теории цифровой обработки радиолокационной информации. - М.: «Советское радио», 1974, 432 с.

4. Патент RU №2524208. Способ радиолокационного обнаружения маневра баллистической цели на пассивном участке траектории.

5. Патент RU №2510861. Способ определения времени окончания активного участка траектории баллистической ракеты.

6. Кузьмин С.З. Основы проектирования систем цифровой обработки радиолокационной информации. - М.: «Радио и связь», 1986, 352 с.

7. Бронштейн И.Н., Семендяев К.А. Справочник по математике для инженеров и учащихся втузов. М.: «Наука», 1980.

Обнаружитель маневра баллистической ракеты по фиксированной выборке квадратов дальности, содержащий последовательно соединенные умножитель входных сигналов, цифровой нерекурсивный фильтр (ЦНРФ), состоящий из последовательно соединенных запоминающего устройства, блока умножителей квадратов дальности на весовые коэффициенты и сумматора, делитель и пороговое устройство, выходы которого являются выходами заявленного устройства, а также содержащий вычислитель среднеквадратической ошибки (СКО), отличающийся тем, что в ЦНРФ квадраты дальности умножают на весовые коэффициенты определения разности между оценкой второго приращения квадрата дальности, вычисленной по выборке квадратов дальности большего объема, и оценкой второго приращения квадрата дальности, вычисленной по выборке квадратов дальности меньшего объема, при этом начало и конец выборки меньшего объема удалены от начала и конца выборки большего объема на равное число периодов обзора РЛС, СКО определения разности между оценками вычисляют путем суммирования квадратов весовых коэффициентов определения разности между оценками и извлечения квадратного корня из полученной суммы, второй вход делителя соединен с выходом вычислителя СКО, вход которого подключен к выходу вычислителя квадратного корня, вход которого подключен к соответствующему выходу запоминающего устройства ЦНРФ, второй вход порогового устройства соединен с выходом блока порогового сигнала.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к вычислительной технике и предназначено для вычисления на основе корреляционного принципа радиальной скорости движущегося объекта; может использоваться в автоматизированных системах управления воздушным движением для обнаружения и измерения скорости летательных аппаратов.

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к способам измерения путевой скорости транспортных средств с использованием эффекта Доплера для электромагнитных волн.

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к устройствам измерения путевой скорости транспортных средств с использованием эффекта Доплера для электромагнитных волн.

Изобретение относится к способам и устройствам обработки радиолокационных (РЛ) сигналов в радиолокационных станциях (РЛС) и может быть использовано для измерения скорости полета воздушного объекта (ВО).

Изобретение относится к области радиолокационного наблюдения траекторий баллистических объектов и может быть использовано в прицельных системах летательных аппаратов.

Изобретение относится к области радиолокационного наблюдения траекторий баллистических объектов. Достигаемый технический результат - расширение информативности.

Изобретение относится к радиолокации. Технический результат изобретения - повышение точности определения модуля скорости баллистического объекта (БО) в наземных радиолокационных станциях (РЛС) с грубыми измерениями угла места, азимута и дальности.

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

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в системах ближней радиолокации для измерения курсовой скорости объекта. Достигаемый технический результат - измерение курсовой скорости объекта при визировании объекта к его курсу под углами больше нуля и меньше 90°.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в системах ближней радиолокации для измерения курсовой скорости объекта. Достигаемый технический результат - измерение курсовой скорости объекта при угле визирования к курсу больше нуля.

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано в радиолокационных станциях (РЛС) для обнаружения маневра баллистических объектов (БО). Достигаемый технический результат - повышение вероятности обнаружения маневра БО как на активном, так и на пассивном участках траектории их полета. Для достижения указанного результата измеряют дальность БО в цифровом виде и через интервалы времени Т0 определяют квадраты дальности, при автосопровождении БО в «скользящем окне», содержащем выборку из N квадратов дальности длительностью (N-1)Т0, определяют оценку второго приращения квадрата дальности путем оптимального взвешенного суммирования N квадратов дальности и вычисляют среднеквадратичное отклонение (СКО) этой оценки, сигнал об обнаружении маневра выдают, если отношение инвертированной оценки второго приращения квадрата дальности к СКО оценки становится больше порога, соответствующего заданной вероятности обнаружения маневра. Далее путем оптимального взвешенного суммирования N квадратов дальности в «скользящем окне» определяют абсолютную разность между оценкой второго приращения по выборке длительностью (N-1)T0 и оценкой второго приращения по выборке длительностью (N-2m-1)Т0, где mT0 - удаление по времени начала и конца этой выборки от начала и конца «скользящего окна», вычисляют СКО оценки второго приращения квадрата дальности по этой выборке и отношение абсолютной разности к СКО оценки. Сигнал об обнаружении маневра выдают, если отношение абсолютной разности между оценками к СКО оценки становится больше порога, а решение об обнаружении маневра принимают, если одно из пороговых устройств или оба пороговые устройства выдали сигнал об обнаружении маневра.Устройство для реализации способа состоит из умножителя входных сигналов дальности, цифрового нерекурсивного фильтра в составе запоминающего устройства, первого и второго блоков умножителей, первого и второго сумматоров, а также из первого и второго делителей, первого и второго пороговых устройств, вычислителя СКО, инвертора и сумматора сигналов пороговых устройств, соединенных определенным образом. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к активным импульсным радиолокационным системам обнаружения и наблюдения воздушно-космических целей и предназначено для надежного обнаружения движущихся целей с различением их скоростных и маневренных характеристик, позволяющим осуществлять своевременную перенастройки системы вторичной обработки радиолокационного сигнала на работу по маневрирующей цели. Достигаемый технический результат - повышение достоверности обнаружения маневрирующей воздушно-космической цели с различением скоростных и маневренных характеристик в условиях наблюдения быстро маневрирующих целей при разрушении когерентности принимаемого сигнала. Указанный результат достигается тем, что в системе первичной обработки радиолокационного сигнала производится одновременно межпериодное когерентное накопление результатов обработки одиночного импульса в виде модуля суммы корреляций межпериодной выборки этих результатов и опорных сигналов по узлам сетки возможных значений частот Доплера и их производных и некогерентное накопление межпериодной выборки. Факт наличия быстро маневрирующей цели определяется превышением уровня сигнала после некогерентного накопления над уровнем сигнала когерентного накопления, а различение маневренных и скоростных характеристик определяется максимумом результата когерентного накопления по узлам сетки доплеровских частот и их производных. Полученные данные могут использоваться на этапе вторичной обработки для выбора адекватного поведения цели алгоритма сопровождения и, как следствие, повышают точностные характеристики координатных и траекторных измерений параметров движения цели. 1 ил.

Изобретение относится к области радиолокации. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения курса неманеврирующей аэродинамической цели. Указанный результат достигается за счет использования фиксированной выборки квадратов дальности и уменьшения влияния ошибок измерения азимута. Указанный результат достигается за счет того, что определяют путевую скорость путем взвешенного суммирования выборки квадратов дальности, радиальную скорость путем взвешенного суммирования измерений дальности и вычисляют курсовой угол в середине интервала наблюдения Курс вычисляют по формуле , где - азимут, устраняют неоднозначность определения курса, вычисляют ошибки определения курса, потребителям выдают значение курса с меньшей ошибкой. 2 н.п. ф-лы, 6 ил., 2 табл.

Изобретение относится к способу детектирования колеса (1). Техническим результатом является повышение надежности детектирования и эффективности процесса оценки сигнала. Детектирование осуществляется посредством испускания электромагнитного измерительного луча (6), регистрации частот отраженного измерительного луча (6) по времени в качестве принимаемого сигнала (Е) и детектирования изменений (10, 11, F) определенного типа в принимаемом сигнале (Е) как колеса (1), при котором на транспортном средстве (2) устанавливается бортовое устройство (15), в котором хранится информация (D), определяющая, по меньшей мере, косвенно длину (L) данного транспортного средства; при этом данный способ предусматривает считывание указанной информации (D) из бортового устройства (15) посредством радиосвязи (23) и с помощью измерения скорости (v) транспортного средства (2); вычисление продолжительности (ТF) прохождения транспортного средства (2) мимо детекторного блока (5) на основе вышеуказанной информации (D) и скорости (v); определение временного интервала (W) в принимаемом сигнале (Е), демонстрирующем приблизительно постоянное изменение (9) в течение вышеуказанной продолжительности (TF); определение паразитной составляющей (27) сигнала в сегменте (25) принимаемого сигнала (Е), непосредственно предшествующем данному временному интервалу (W); и компенсацию принимаемого сигнала (Е) во временном интервале (W) на величину паразитной составляющей (27) сигнала. 14 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области радиолокации. Достигаемым техническим результатом является устранение неоднозначности распознавания неманеврирующей баллистической цели (БЦ). Указанный результат достигается за счет совместного использования обнаружителя маневра на пассивном участке баллистической траектории (ПУТ) и обнаружителя маневра на линейной траектории по выборкам квадратов дальности. Решение об отнесении сопровождаемой цели к классу неманеврирующих БЦ принимают, если обнаружитель маневра на ПУТ выдал сообщение об отсутствии маневра, а обнаружитель маневра на линейной траектории - о наличии маневра. Устройство распознавания содержит цифровой нерекурсивный фильтр, состоящий из запоминающего устройства, двух блоков умножителей квадратов дальности на весовые коэффициенты и двух сумматоров, а также содержит два пороговых устройства, три схемы совпадения и вычислитель среднеквадратической ошибки, определенным образом соединенные между собой. 2 ил., 3 табл.

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к способам измерения путевой скорости и угла сноса летательного аппарата в автономных навигационных системах с использованием электромагнитных волн. Достигаемый технический результат - увеличение точности измерений. Указанный результат достигается тем, что в способе измерения путевой скорости и угла сноса летательного аппарата, заключающемся в облучении радиоволнами подстилающей поверхности двумя антенными системами, каждая из которых ориентирована под углом θ с каждой из сторон от его оси в горизонтальной плоскости и под углом β0 в вертикальной, приеме отраженных волн, смешивании с частью излучаемой волны и выделении двух сигналов разностной частоты, частоту радиоволн модулируют по симметричному линейному закону, по каждому из двух сигналов разностной частоты вычисляют пары спектров на растущем и падающем по частоте участках модуляции, соответственно S11, S12 и S21, S22, затем определяют частотные сдвиги, соответствующие максимумам взаимно-корреляционной функции для первой и второй пары спектров - ƒD1 и ƒD2, определяют частотный сдвиг dƒ максимума взаимно-корреляционной функции между суммами спектров S11 и S12, сдвинутых по частотной шкале на fD1 в сторону увеличения и уменьшения соответственно и вычисленных через промежуток времени dt, по величинам ƒD1, ƒD2 и dƒ вычисляют путевую скорость W и угол сноса ϕ. 6 ил.

Изобретение относится к области испытания боеприпасов. Способ определения глубины проникания бронебойных цельнокорпусных калиберных и подкалиберных снарядов в толстостенную преграду включает выстрел снарядом по преграде и последующее определение его скорости доплеровским локатором до и после поражения преграды. Ось диаграммы направленности антенны локатора ориентируется под максимально малым углом к завершающей части траектории движения снаряда. Скорость снаряда определяется по сигналу, отраженному от его донной хвостовой части. Глубина проникания определяется путем интегрирования полученной по результатам измерений зависимости скорости движения снаряда от начала торможения до нулевого значения. Способ позволяет повысить точность измерения скорости снаряда, получить более достоверную информацию при оценке пробивного действия снарядов. 2 ил.

Изобретение относится к способу детектирования вращающегося колеса транспортного средства. Предложен способ детектирования вращающегося колеса (1) транспортного средства (2), характеризующийся тем, что детектируют колесо (1) путем оценки допплеровского сдвига частоты отраженного колесом (1) и возвращенного с допплеровским сдвигом измерительного луча (6), испускаемого детекторным блоком (5), мимо которого проходит указанное транспортное средство (2). В относительном положении (R), относительно колеса (1), транспортное средство (2) содержит бортовое устройство (15), способное устанавливать радиосвязь (23) с приемопередатчиком (24), установленным в известном положении (L) в детекторном блоке. Способ включает: измерение направления (δ) и расстояния (z) до бортового устройства (15) от приемопередатчика (24) посредством радиосвязи (23) между указанными устройствами и управление направлением излучения (δ, β, γ) или положением (A) излучения измерительного луча (6) в соответствии с измеренными направлением (δ) и расстоянием (z) и с учетом вышеуказанных относительного положения (R) и положения (L). Относительное положение (R) сохраняют в бортовом устройстве (15) и считывают из бортового устройства (15) с помощью радиосвязи (23) для учета при вышеуказанном управлении. Достигается создание усовершенствованного способа детектирования колес, основанного на допплеровских измерениях. 14 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области радиолокации. Достигаемым техническим результатом изобретения является упрощение способа и устройства обнаружения маневра баллистического объекта (БО) при сохранении высокой вероятности обнаружения маневра. Указанный результат достигается за счет того, что абсолютную разность между оценкой первого приращения произведения дальности на радиальную скорость, полученной по выборке большего объема, и оценкой первого приращения произведения дальности на радиальную скорость, полученной по выборке меньшего объема, определяют только по выборке большего объема. Для этого в блоке оценивания первого приращения произведения дальности на радиальную скорость фиксированную выборку произведений дальности на радиальную скорости большего объема умножают на заранее рассчитанные весовые коэффициенты определения абсолютной разности между оценками, полученными по выборкам большего и меньшего объема, что позволяет упростить способ обнаружения маневра баллистического объекта и устройство, его реализующее. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение предназначено для определения модуля скорости баллистического объекта (БО) с использованием выборки произведений дальности на радиальную скорость и относится к радиолокации. Достигаемый технический результат изобретения - повышение точности определения модуля скорости БО в наземных радиолокационных станциях (РЛС) с грубыми измерениями угла места, азимута и дальности и уменьшение объема хранимых предыдущих измерений. Указанный технический результат достигается тем, что через интервалы времени, равные периоду обзора Т0, в РЛС измеряют дальность, угол места, радиальную скорость и формируют выборку значений высоты БО и произведений дальности на радиальную скорость. Определяют оценку высоты БО в середине интервала наблюдения и оценку первого приращения произведения дальности на радиальную скорость в конце интервала наблюдения с помощью α, β фильтров. Вычисляют геоцентрический угол между РЛС и БО в середине интервала наблюдения по формуле , где rcp - дальность до БО в середине интервала наблюдения, RЗ - радиус Земли, и ускорение силы тяжести в середине интервала наблюдения по формуле , где - ускорение силы тяжести на поверхности Земли. Далее вычисляют сглаженное значение модуля скорости БЦ в середине интервала наблюдения на невозмущенном пассивном участке траектории по формуле , где N - число измерений на интервале наблюдения. Устройство для реализации способа состоит из двух α, β фильтров и вычислителей геоцентрического угла, ускорения силы тяжести и модуля скорости. 2 н.п. ф-лы, 3 ил., 4 табл.

Изобретение относится к области радиолокации. Достигаемый технический результат изобретения - повышение вероятности обнаружения маневра баллистической ракеты. Указанный результат достигается за счет того, что решение об обнаружении маневра принимают, если отношение разности между оценками второго приращения квадрата дальности, вычисляемыми в «скользящем окне» по двум выборкам квадратов дальности, при этом выборка меньшего объема входит в состав выборки большего объема, а ее начало и конец удалены от начала и конца выборки большего объема на равное число обзоров, к среднеквадратической ошибке определения этой разности становится больше порога. Обнаружитель маневра содержит последовательно соединенные умножитель входных измеренных сигналов дальности, цифровой нерекурсивный фильтр из запоминающего устройства, блока умножителей и сумматора, делитель и пороговое устройство, а также вычислитель СКО, подключенный к второму входу делителя. 3 ил., 3 табл.

Наверх