Способ определения модуля скорости баллистического объекта с использованием выборки произведений дальности на радиальную скорость и устройство для его реализации

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 радиолокации и может быть использовано преимущественно в наземных радиолокационных станциях (РЛС) кругового и секторного обзора, размеры антенн которых соизмеримы с длиной волны, то есть в РЛС с грубыми измерениями угла места и азимута баллистического объекта (БО). Знание модуля скорости необходимо для расчета баллистической траектории, прогноза точки падения, селекции баллистических ракет от самолетов и решения других задач.

Известны способы, в которых определяют скорости изменения декартовых координат, а модуль скорости вычисляют по формуле:

где ,, - скорости изменения декартовых координат x, y, z.

Известны устройства определения скорости изменения декартовых координат с помощью цифрового нерекурсивного фильтра (ЦНРФ) путем оптимального взвешенного суммирования фиксированной выборки из N измеренных значений декартовых координат [1, рис. 4.7, С. 303] и с помощью α, β фильтра [1, рис. 4.11, С. 322] или α, β, γ фильтра [2, рис. 9.14, С. 392) путем последовательного оптимального сглаживания выборки измеренных значений декартовых координат нарастающего объема.

Основным недостатком известных устройств является низкая точность определения модуля скорости БО в РЛС с грубыми измерениями угла места и азимута, в частности в РЛС метрового диапазона волн (РЛС МДВ).

Наиболее близким аналогом (прототипом) заявленному изобретению, является способ и устройство его реализации, описанные в патенте №2540323 [4].

В этом способе существенно снижено влияние ошибок измерения угла места и устранено влияние ошибок измерения азимута за счет использования фиксированной выборки квадратов дальности.

Сущность способа-прототипа заключается в следующем. В РЛС через интервалы времени, равные периоду обзора T0, измеряют дальность и угол места БО. По результатам этих измерений определяют высоту БО. С помощью ЦНРФ формируют фиксированную выборку из N значений высоты и определяют сглаженное значение высоты БО в середине интервала наблюдения, то есть ее оценку . Далее вычисляют геоцентрический угол между РЛС и БО (смотри фиг. 1) 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. В каждом обзоре перемножают оцифрованные сигналы дальности, то есть определяют квадраты дальности. С помощью ЦНРФ формируют фиксированную выборку из N квадратов дальности и определяют оценку второго приращения квадрата дальности за обзор. В итоге вычисляют значение модуля скорости БО в середине интервала наблюдения на невозмущенном пассивном участке 'траектории по формуле

Схема устройства для реализации способа-прототипа приведена в фиг. 2. Устройство содержит блок 1 преобразования входных сигналов, первый выход которого соединен с входом ЦНРФ оценивания второго приращения квадрата дальности (блок 2), выход которого соединен с первым входом вычислителя модуля скорости БО (блок 3). Второй выход блока 1 соединен с входом ЦНРФ оценивания высоты БО в середине интервала наблюдения (блок 4), выход которого соединен с 4-м входом вычислителя модуля скорости БО (блок 3), с входом вычислителя 5 геоцентрического угла, а также с первым входом вычислителя 6 ускорения силы тяжести. Выходы вычислителя 5 геоцентрического угла и вычислителя 6 ускорения силы тяжести соединены с 3-м и 2-м входами вычислителя модуля скорости БО, выход которого является выходом заявленного устройства.

ЦНРФ оценивания второго приращения квадрата дальности (блок 2) работает следующим образом. Текущее значение квадрата дальности умножают на весовой коэффициент в блоке 2.2 и подают на вход сумматора 2.4. Значения квадратов дальности, полученные в предыдущих обзорах , после задержки на соответствующее число периодов обзора в запоминающем устройстве 2.1 умножают в блоке 2.2 на весовые коэффициенты оценки второго приращения, поступающие с блока 2.3 весовых коэффициентов, и подают на вход сумматора 2.4. Весовые коэффициенты оценки второго приращения входного сигнала за период обзора, вычисляют заранее по формуле: [3, формула (4.37), С. 155]. В итоге на входе сумматора 2.4 формируется фиксированная выборка из N взвешенных квадратов дальности, а на его выходе получают оценку второго приращения квадрата дальности за обзор .Эту оценку подают на 1-й вход вычислителя 3 модуля скорости.

Таким же образом, во втором ЦНРФ (блок 4) определяют сглаженное значение высоты БЦ, то есть оценку высоты , в середине интервала наблюдения. В Отличие от блока 3, используют весовые коэффициенты оценки высоты в середине интервала наблюдения, вычисленные по формуле . Эту оценку подают на 4-й вход вычислителя 3 модуля скорости.

При высокоточных измерениях дальности ошибки определения модуля скорости БО в РЛС с грубыми измерениями угла места и азимута уменьшаются в несколько раз по сравнению со способом оценивания по выборкам декартовых координат. Однако при грубых измерениях дальности преимущество способа-прототипа утрачивается. Кроме того, в процессе оценивания параметров необходимо хранить большое число предыдущих измерений дальности и высоты (угла места), что при одновременном обслуживании большого числа целей и больших интервалах наблюдения приводит к существенному увеличению емкости запоминающих устройств.

Техническим результатом заявленного изобретения является повышение точности определения модуля скорости БО при грубых измерениях дальности, угла места и азимута и уменьшение объема хранимых предыдущих измерений.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения модуля скорости баллистического объекта (БО) с использованием выборки произведений дальности на радиальную скорость, заключающемся в том, что через интервалы времени, равные периоду обзора Т0, в РЛС измеряют дальность и угол места БО, по данным измерений дальности и угла места определяют высоту БО, определяют сглаженное значение высоты БО, то есть оценку высоты БО в середине интервала наблюдения, 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, согласно изобретению оценку высоты в середине интервала наблюдения определяют с помощью α, β фильтра, при этом определение текущих оценок высоты в n-ом обзоре производят сначала в прямом по времени направлении, а затем в обратном направлении, для этого по первым двум значениям высоты, полученным в первых двух обзорах (z1 и z2), определяют начальное значение высоты и начальное значение первого приращения высоты , задают начальные значения коэффициентов сглаживания (α0=1, β0=1), далее во всех последующих обзорах значения коэффициентов сглаживания определяют по формулам и , на интервале наблюдения от третьего обзора (n=3) до последнего обзора (n=N) экстраполированное значение высоты для n-го обзора определяют путем суммирования предыдущей (n-1)-ой оценки высоты и (n-1)-ой оценки первого приращения высоты, сигнал ошибки определяют как разность между текущим значением высоты и его экстраполированным значением, а от N-го обзора до обзора, произведенного в середине интервала наблюдения, экстраполированное значение высоты для n-го обзора определяют путем суммирования предыдущей (n-1)-ой оценки высоты и инвертированного значения (n-1)-ой оценки первого приращения высоты, сигнал ошибки определяют как разность между текущей оценкой высоты и ее экстраполированным значением, текущую оценку высоты определяют путем суммирования экстраполированного значения высоты и взвешенного коэффициентом сглаживания α сигнала ошибки, а текущую оценку первого приращения высоты определяют путем суммирования (n-1)-ой оценки первого приращения высоты и взвешенного коэффициентом сглаживания β сигнала ошибки, измеряют радиальную скорость БО, перемножают измеренные значения дальности и радиальной скорости и получают выборку произведений дальности на радиальную скорость, определяют оценку первого приращения произведения дальности на радиальную скорость в конце интервала наблюдения, то есть в последнем N-ом обзоре РЛС, с помощью α, β фильтра, для этого по первым двум значениям произведения дальности на радиальную скорость определяют начальное значение произведения дальности на радиальную скорость и начальное значение первого приращения произведения дальности па радиальную скорость , задают начальные значения коэффициентов сглаживания (α0=1, β0=1), далее во всех последующих обзорах (n=3,4,…,N) значения коэффициентов сглаживания определяют по формулам и , определяют экстраполированное значение произведения дальности на радиальную скорость для n-го обзора путем суммирования предыдущей (n-1)-ой оценки произведения дальности на радиальную скорость и (n-1)-ой оценки первого приращения произведения дальности на радиальную скорость, определяют сигнал ошибки между текущим значением произведения дальности на радиальную скорость и его экстраполированным значением, определяют текущую оценку произведения дальности на радиальную скорость путем суммирования экстраполированного значения произведения дальности на радиальную скорость и взвешенного коэффициентом сглаживания α сигнала ошибки, определяют текущую оценку первого приращения произведения дальности на радиальную скорость путем суммирования (n-1)-ой оценки первого приращения произведения дальности на радиальную скорость и взвешенного коэффициентом сглаживания β сигнала ошибки, в итоге вычисляют сглаженное значение модуля скорости баллистического объекта в середине интервала наблюдения на невозмущенном пассивном участке траектории по формуле

Указанный технический результат достигается также тем, что в устройстве определения модуля скорости БО с использованием выборки произведений дальности на радиальную скорость (смотри фиг. 3), содержащем блок 1 преобразования входных сигналов, первый выход которого соединен с входом блока 2 оценивания преобразованной координаты дальности, выход которого соединен с входом вычислителя 3 модуля скорости БО в середине интервала наблюдения, блок 4 оценивания высоты БО в середине интервала наблюдения, вход которого соединен с вторым выходом блока 1 преобразования входных сигналов, а выход соединен с четвертым входом вычислителя 3 модуля скорости БО в середине интервала наблюдения, а также с входом вычислителя 5 геоцентрического угла и с первым входом вычислителя 6 ускорения силы тяжести, второй вход которого соединен с вторым выходом вычислителя 5 геоцентрического угла, выходы вычислителя 6 ускорения силы тяжести и вычислителя 5 геоцентрического угла соединены с вторым и третьим входами вычислителя 3 модуля скорости БО в середине интервала наблюдения, выход которого является выходом заявленного устройства, согласно изобретению на первый вход блока 1 преобразования входных сигналов подают данные измерений радиальной скорости, в умножителе 1.1 блока 1 перемножают измерения дальности и радиальной скорости, блок 2 оценивания преобразованной координаты дальности и блок 4 оценивания высоты БО в середине интервала наблюдения является α, β фильтрами.

Для доказательства практического отсутствия систематических (методических) ошибок оценивания модуля скорости заявленным способом и способом-прототипом вычислим значение модуля скорости китайской баллистической ракеты средней дальности (БРСД) «Дунфэн-21» на 280-й секунде полета, траекторные параметры которой приведены в таблице 1.

В способе-прототипе:

В заявленном способе

Если не учитывать поправку на сферичность Земли (RЗsin2ϕcp=249,77 км), то модуль скорости будет определяться с большим отрицательным смещением (-415 м/с). Поэтому смещение оценки до 10 м/с можно считать пренебрежимо малым смещенем.

Результаты вычислений оценок первого приращения произведения дальности на радиальную скорость и высоты в середине интервала наблюдения приведены в таблицах 2 и 3.

Как видно из таблицы, оценки в текущем обзоре, то есть в конце интервала наблюдения, используются для определения модуля скорости в середине интервала наблюдения. Например, , вычисленная на 360-ой секунде, используются для определения модуля скорости в середине интервала наблюдения, то есть на 280-ой секунде.

В отличие от прототипа, для определения модуля скорости используются только последнее текущее значение произведения дальности на радиальную скорость и его экстраполированное значение , а не вся фиксированная выборка из N произведений дальности на радиальную скорость.

Как видно из таблицы 3, при оценивании высоты в прямом (от 220-ой до 360-ой с) и в обратном (от 360-ой до 280-ой с) направлении практически устраняется смещение оценки высоты. Кроме того, по сравнению с прототипом, в два раза уменьшается объем хранимых значений высоты.

Результаты сравнения точности, то есть среднеквадратических ошибок (СКО) определения в РЛС МДВ «Резонанс-НЭ» (, σr=300 м, σε=1,5°, T0=5 с) [5, С. 356-361] модуля скорости оперативно-тактической ракеты (ОТБР) «Атакмс» на 75-й секунде полета (rcp=205 км, εср=15,3°, ∂ср=9,65 м/с2, Vcp=1120 м/с) в заявленном изобретении (3), в прототипе (2) и в аналоге (1) приведены в таблице 4.

СКО оценивания модуля скорости БО вычислялись по следующим формулам:

а) для изобретения:

где и σr - СКО измерения радиальной скорости и дальности;

σε - СКО измерения угла места;

- относительная СКО оценивания координаты в ос, /? фильтре [6, таблица 7.3, С.362];

- относительная СКО оценивания первого приращения в α, β фильтре [там же].

б) для прототипа:

где - относительная СКО оценивания высоты БО в середине интервала наблюдения в ЦНРФ;

- относительная СКО оценивания второго приращения в ЦНРФ [3, формула 4.39, С. 156].

в) для аналога:

где θср - угол наклона вектора скорости БО к местному горизонту.

Как видно из таблицы 4, в заявленном способе и устройстве обеспечивается повышение от 6-ти до 19-ти раз точности определения модуля скорости БО по сравнению с прототипом и аналогами при грубых измерениях угла места и дальности. Как видно из формулы (4) увеличение ошибок измерения дальности до 300 м несущественно влияет на точность определения модуля скорости. В прототипе уменьшение ошибок измерения дальности в 12 раз (от 300 м до 25 м) приводит к повышению точности определения модуля скорости от 5-ти до 10-ти раз. В способах-аналогах оценивания по выборкам декартовых координат доминирующее влияние на точность определения модуля скорости оказывают ошибки измерения угла места.

Увеличение точности определения модуля скорости заявленным способом, как и способом-прототипом, происходит только при выборе точки оценивания в середине интервала наблюдения, то есть скорость оценивается с запаздыванием по времени на половину длительности интервала наблюдения. При оценивании скорости в реальном режиме времени, то есть в момент получения последнего измерения, преимущества заявленного способа в значительной степени утрачиваются из-за необходимости учета вертикальной скорости баллистического объекта. Кроме того, заявленный способ нельзя использовать на активном участке траектории, то есть при работающем ракетном двигателе, и при совершении БЦ маневра на пассивном участке траектории.

Таким образом, доказана реализуемость технического результата заявляемого изобретения: повышение точности определения модуля скорости БО при грубых измерениях дальности, угла места и азимута и уменьшение объема хранимых предыдущих измерений.

Список использованных источников

1. Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. М.: «Советское радио», 1967, 400 с.

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

3. Кузьмин С.З. Основы проектирования систем цифровой обработки радиолокационной информации. М.: «Советское радио», 1986, 352 с.

4. Патент №2540323. Способ определения модуля скорости баллистической цели в наземной радиолокационной станции.

5. Вооружение ПВО и РЭС России. Альманах. М.: Издательство НО «Лига содействия оборонным предприятиям», 2011, 504 с.)

6. Справочник по радиолокации. / Под ред. М.И. Сколника. Книга 1. М.: «Техносфера», 2015, 672 с.

1. Способ определения модуля скорости баллистического объекта (БО) с использованием выборки произведений дальности на радиальную скорость, заключающийся в том, что через интервалы времени, равные периоду обзора T0, в РЛС измеряют дальность и угол места БО, по данным измерений дальности и угла места определяют высоту БО, определяют сглаженное значение высоты БО, то есть оценку высоты БО в середине интервала наблюдения, 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, отличающийся тем, что оценку высоты определяют с помощью α, β фильтра, при этом определение текущих оценок высоты в n-м обзоре производят сначала в прямом по времени направлении, а затем в обратном направлении, для этого по первым двум значениям высоты, полученным в первых двух обзорах (z1 и z2), определяют начальное значение высоты и начальное значение первого приращения высоты , задают начальные значения коэффициентов сглаживания (α0=1, β0=1), далее во всех последующих обзорах значения коэффициентов сглаживания определяют по формулам и , на интервале наблюдения от третьего обзора (n=3) до последнего обзора (n=N) экстраполированное значение высоты для n-го обзора определяют путем суммирования предыдущей (n-1)-й оценки высоты и (n-1)-й оценки первого приращения высоты, сигнал ошибки определяют как разность между текущим значением высоты и его экстраполированным значением, а от N-го обзора до -го обзора, произведенного в середине интервала наблюдения, экстраполированное значение высоты для n-го обзора определяют путем суммирования предыдущей (n-1)-й оценки высоты и инвертированного значения (n-1)-й оценки первого приращения высоты, сигнал ошибки определяют как разность между текущей оценкой высоты и ее экстраполированным значением, текущую оценку высоты определяют путем суммирования экстраполированного значения высоты и взвешенного коэффициентом сглаживания α сигнала ошибки, а текущую оценку первого приращения высоты определяют путем суммирования (n-1)-й оценки первого приращения высоты и взвешенного коэффициентом сглаживания β сигнала ошибки, измеряют радиальную скорость БО, перемножают измеренные значения дальности и радиальной скорости и получают выборку произведений дальности на радиальную скорость, определяют оценку первого приращения произведения дальности на радиальную скорость в конце интервала наблюдения, то есть в последнем N-м обзоре РЛС, с помощью α, β фильтра, для этого по первым двум значениям произведения дальности на радиальную скорость ( и ) определяют начальное значение произведения дальности на радиальную скорость () и начальное значение первого приращения произведения дальности на радиальную скорость (), задают начальные значения коэффициентов сглаживания (α0=1, β0=1), далее во всех последующих обзорах (n=3, 4, …, N) значения коэффициентов сглаживания определяют по формулам и , определяют экстраполированное значение произведения дальности на радиальную скорость для n-го обзора путем суммирования предыдущей (n-1)-й оценки произведения дальности на радиальную скорость и (n-1)-й оценки первого приращения произведения дальности на радиальную скорость, определяют сигнал ошибки между текущим значением произведения дальности на радиальную скорость и его экстраполированным значением, определяют текущую оценку произведения дальности на радиальную скорость путем суммирования экстраполированного значения произведения дальности на радиальную скорость и взвешенного коэффициентом сглаживания α сигнала ошибки, определяют текущую оценку первого приращения произведения дальности на радиальную скорость путем суммирования (n-1)-й оценки первого приращения произведения дальности на радиальную скорость и взвешенного коэффициентом сглаживания β сигнала ошибки, в итоге вычисляют сглаженное значение модуля скорости баллистического объекта в середине интервала наблюдения на невозмущенном пассивном участке траектории по формуле .

2. Устройство определения модуля скорости БО с использованием выборки произведений дальности на радиальную скорость, содержащее блок (1) преобразования входных сигналов, первый выход которого соединен с входом блока (2) оценивания приращения преобразованной координаты дальности, выход которого соединен с входом вычислителя (3) модуля скорости БО в середине интервала наблюдения, блок (4) оценивания высоты БО в середине интервала наблюдения, вход которого соединен со вторым выходом блока (1) преобразования входных сигналов, а выход соединен с четвертым входом вычислителя (3) модуля скорости БО в середине интервала наблюдения, а также с входом вычислителя (5) геоцентрического угла и с первым входом вычислителя (6) ускорения силы тяжести, второй вход которого соединен с вторым выходом вычислителя (5) геоцентрического угла, выходы вычислителя 6 ускорения силы тяжести и вычислителя (5) геоцентрического угла соединены со вторым и третьим входами вычислителя (3) модуля скорости БО в середине интервала наблюдения, выход которого является выходом заявленного устройства, отличающееся тем, что на первый вход блока (1) преобразования входных сигналов подают данные измерений радиальной скорости, в умножителе (1.1) блока (1) перемножают измерения дальности и радиальной скорости, блок (2) оценивания приращения преобразованной координаты дальности и блок (4) оценивания высоты БО в середине интервала наблюдения являются α, β фильтрами.



 

Похожие патенты:

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.

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).

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.

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.

Изобретение относится к области радиолокации. Достигаемым техническим результатом является устранение неоднозначности распознавания неманеврирующей баллистической цели (БЦ).

Изобретение относится к способу детектирования колеса (1). Техническим результатом является повышение надежности детектирования и эффективности процесса оценки сигнала.

Изобретение относится к области радиолокации. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения курса неманеврирующей аэродинамической цели.

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.

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.

Изобретение относится к области радиолокации. Достигаемый технический результат изобретения - повышение вероятности обнаружения маневра баллистической ракеты.

Изобретение относится к области радиолокации. Достигаемым техническим результатом изобретения является упрощение схемы обнаружителя маневра (ОМ) баллистической ракеты (БР) при повышении вероятности обнаружения маневра. Указанный результат достигается за счет того, что фиксированную выборку произведений дальности на радиальную скорости умножают на заранее рассчитанные весовые коэффициенты определения абсолютной разности между оценками, полученными по выборкам большего и меньшего объемов, что обеспечивает примерно в два раза сокращение количества блоков ОМ. 2 ил., 3 табл.
Изобретение относится к области радиолокации и может быть использованы для обнаружения и завязывания трассы цели. Достигаемый технический результат по первому варианту способа сопровождения цели - сокращение временных затрат на завязывание трасс целей и увеличение надежности сопровождения за счет уменьшения размеров стробов, а также возможность обнаружения в первом обзоре особо опасных высокоскоростных целей. Указанные технические результаты достигаются тем, что в способе сопровождения цели, основанном на установке строба первичного захвата по измеренной при ее обнаружении дальности с использованием зондирующего сигнала с однозначной дальностью с последующей выработкой строба сопровождения, зондируют области стробов сигналами, обеспечивающими измерение допплеровской скорости цели. Достигаемым техническим результатом по второму варианту способа излучения и приема сигнала является использование той же структуры сигнала для измерения (разрешения) допплеровской скорости, что и для измерения дальности. Указанный технический результат достигается тем, что в способе излучения и приема сигнала при измерении (разрешении) допплеровской скорости, основанном на формировании сигнала с внутриимпульсной модуляцией, сигнал излучают отдельными частями, а при приеме их отражений сжимают их в допплеровских каналах. 2 н. и 5 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области радиолокации и может быть использовано в радиолокационных станциях (РЛС). Достигаемый технический результат - обеспечение электронного сканирования лучом фазированной антенной решетки (ФАР) в азимутально-угломестном секторе для РЛС с одномерным электронным сканированием при остановке вращения антенны в азимутальной плоскости. Технический результат достигается тем, что в способе радиолокационного обзора пространства, заключающемся в электронном и механическом сканировании лучом фазированной антенной решетки по углу места и механическом по азимуту, изменяют плоскость электронного сканирования ФАР путем вращения или качания ФАР вокруг оси, перпендикулярной ее плоскости, с возможностью обеспечения электронного сканирования лучом ФАР в азимутально-угломестном секторе для РЛС с одномерным электронным сканированием при остановке вращения или качания антенны в азимутальной плоскости. 1 ил.

Изобретение относится к способам с использованием двойной метки для определения местоположения движущихся объектов в шахте. Достигаемый технический результат – повышение точности определения местоположения движущегося объекта в шахте. Указанный результат достигается за счет того, что высокоточный способ определения местоположения с использованием двойной метки включает в себя способ определения местоположения движущегося объекта первого типа в шахте и способ определения местоположения движущегося объекта второго типа в шахте; способ включает в себя этапы, на которых: осуществляют установку двух меток определения местоположения по горизонтали или по вертикали на движущемся объекте и выполняют их с возможностью осуществления связи с двумя базовыми станциями определения местоположения, установленными вдоль потолка выработки, и получают местоположение движущегося объекта в реальном времени с помощью построения функции оптимизации между расстоянием, определенным по показателю уровня принимаемого сигнала, и расчетным расстоянием между меткой и базовой станцией определения местоположения и поиска минимального значения; решают функцию оптимизации с помощью итерационного процесса, включающего этап определения начального итерационного значения и шага итерации в левом/правом направлении. Способ применим для определения местоположения объектов с профилем в виде полосы, параллельным плоскости выработки (например, шахтная тележка или врубовая машина), или объектов с профилем в виде полосы, перпендикулярным плоскости выработки (например, рабочий). 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к радиолокации протяженных целей, в частности к радиолокационным измерителям высоты, скорости и наклона вектора скорости летательного аппарата (ЛА) относительно земной поверхности, и может быть использовано при пикирующих траекториях ЛА, в том числе на беспилотных летательных аппаратах и снарядах. Результаты измерений высоты и вектора скорости ЛА могут быть использованы в интересах автономной навигации ЛА или коррекции инерциальной системы управления. Достигаемый технический результат - измерение высоты, истинной скорости ЛА и угла между направлением вектора скорости и плоскостью горизонта (угла пикирования) при использовании однолучевой антенной системы, ориентированной в направлении, совпадающем с продольной осью ЛА. Указанный результат достигается тем, что производится зондирование земной поверхности радиолокационным сигналом в направлении продольной оси ЛА, когерентный прием отраженного сигнала с получением двумерного радиолокационного изображения (РЛИ) местности в координатах дальность - доплеровская частота, нахождение зависимости максимальной доплеровской частоты (МДЧ) от дальности по данным РЛИ, формирование исходной гипотезы о координатах ЛА по имеющимся априорным данным, при этом итерационно уточняют гипотезу о значениях измеряемых параметров за счет расчета гипотетической кривой МДЧ, соответствующей гипотезе, формируют сигнал ошибки гипотетической кривой МДЧ относительно кривой МДЧ по данным РЛИ, преобразуют сигнал ошибки кривой МДЧ в сигнал ошибки измеряемых параметров, суммируют его с уточняемой гипотезой, повторяют итерации и выдают в режиме слежения измеренных параметров высоты, истинной скорости и угла наклона вектора скорости ЛА относительно горизонта потребителю. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано для определения путевой скорости неманеврирующей аэродинамической цели преимущественно в радиолокационных станциях (РЛС) с грубыми измерениями угловых координат. Достигаемый технический результат изобретения - повышение точности определения путевой скорости. Для этого перемножают данные измерений дальности и радиальной скорости, определяют с помощью, цифрового нерекурсивного фильтра (ЦНРФ) оценку первого приращения произведения дальности на радиальную скорость за период обзора РЛС, делят оценку на период обзора РЛС, из полученного результата вычисляют квадратный корень. Устройство, реализующее способ, содержит последовательно соединенные умножитель дальности на радиальную скорость, ЦНРФ, делитель на период обзора, вычислитель квадратного корня. 2 н.п. ф-лы, 3 ил., 3 табл.

Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано для определения путевой скорости неманеврирующей аэродинамической цели преимущественно в радиолокационных станциях (РЛС) с грубыми измерениями угловых координат. Достигаемый технический результат изобретения - повышение точности определения путевой скорости. Для этого перемножают данные измерений дальности и радиальной скорости, определяют с помощью, цифрового нерекурсивного фильтра (ЦНРФ) оценку первого приращения произведения дальности на радиальную скорость за период обзора РЛС, делят оценку на период обзора РЛС, из полученного результата вычисляют квадратный корень. Устройство, реализующее способ, содержит последовательно соединенные умножитель дальности на радиальную скорость, ЦНРФ, делитель на период обзора, вычислитель квадратного корня. 2 н.п. ф-лы, 3 ил., 3 табл.

Изобретения относятся к области радиолокации и могут быть использованы для сокращения времени обзора направления. Достигаемым техническим результатом изобретений является сокращение временных затрат на обнаружение подвижных целей и на измерение их координат в условиях действия пассивных помех. Технический результат достигается тем, что в двухэтапном способе измерения координат цели на первом этапе разрешают цель по скорости, а на втором - определяют дальность до нее, при этом параметры сигнала и (или) режим обнаружения цели на втором этапе формируют на основе информации об интервалах неоднозначности координат цели, полученных на первом этапе. Устройство для реализации способа содержит антенну, переключатель прием-передача, передатчик, приемник, регистратор обнаружения цели, формирователь сигнала, синхронизатор, устройство селекции движущихся целей (СДЦ), два оптимальных фильтра, многоотводную линию задержки с устройствами логического перемножения «И» в каждом отводе, вычислитель интервалов неоднозначности, при этом выход антенны соединен с первым входом переключателя прием-передача, выход которого соединен с входом приемника, выход приемника соединен с входом устройства СДЦ, первый выход устройства СДЦ соединен с входом первого оптимального фильтра, а второй его выход соединен с входом второго оптимального фильтра, выход первого оптимального фильтра соединен с входом вычислителя интервалов неоднозначности и с входом многоотводной линии задержки, выход вычислителя интервалов неоднозначности соединен с входом синхронизатора, первый выход которого соединен с входом формирователя сигнала, а второй со вторым входом многоотводной линии задержки, выход формирователя сигнала соединен с входом передатчика, выход передатчика соединен со вторым входом переключателя прием-передача, выход второго оптимального фильтра соединен со вторыми входами устройств логического перемножения «И», первые входы которых соединены с соответствующими отводами многоотводной линии задержки, выходы устройств логического перемножения «И» соединены с соответствующими входами регистратора обнаружения цели. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области радиолокации. Технический результат изобретения - повышение точности определения вертикальной скорости баллистического объекта (БО) в наземных радиолокационных станциях (РЛС) с грубыми измерениями угла места и дальности. Указанный технический результат достигается тем, что оценивают второе приращение произведения дальности на радиальную скорость за период обзора РЛС Т0 с помощью цифрового нерекурсивного фильтра (ЦНРФ) или ∝, β, γ фильтра. Измеряют высоту БО в середине , в начале и в конце zn интервала наблюдения. Вычисляют геоцентрические углы между РЛС и БО в середине ϕср, в начале ϕ1 и в конце ϕn интервала наблюдения, а также ускорение силы тяжести в середине интервала наблюдения. Вычисляют сглаженное значение вертикальной скорости БО в середине интервала наблюдения на невозмущенном пассивном участке траектории по формуле . Основу устройства для реализации заявленного способа образует ЦНРФ. 2 н.п. ф-лы, 4 ил., 4 табл.

Изобретение относится к области радиолокации. Технический результат изобретения - повышение точности определения вертикальной скорости баллистического объекта (БО) в наземных радиолокационных станциях (РЛС) с грубыми измерениями угла места и дальности. Указанный технический результат достигается тем, что оценивают второе приращение произведения дальности на радиальную скорость за период обзора РЛС Т0 с помощью цифрового нерекурсивного фильтра (ЦНРФ) или ∝, β, γ фильтра. Измеряют высоту БО в середине , в начале и в конце zn интервала наблюдения. Вычисляют геоцентрические углы между РЛС и БО в середине ϕср, в начале ϕ1 и в конце ϕn интервала наблюдения, а также ускорение силы тяжести в середине интервала наблюдения. Вычисляют сглаженное значение вертикальной скорости БО в середине интервала наблюдения на невозмущенном пассивном участке траектории по формуле . Основу устройства для реализации заявленного способа образует ЦНРФ. 2 н.п. ф-лы, 4 ил., 4 табл.

Изобретение предназначено для определения модуля скорости баллистического объекта 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 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.

Наверх