Способ и устройство радиолокационного обнаружения маневра баллистического объекта по выборкам квадратов дальности



Способ и устройство радиолокационного обнаружения маневра баллистического объекта по выборкам квадратов дальности
Способ и устройство радиолокационного обнаружения маневра баллистического объекта по выборкам квадратов дальности
Способ и устройство радиолокационного обнаружения маневра баллистического объекта по выборкам квадратов дальности
Способ и устройство радиолокационного обнаружения маневра баллистического объекта по выборкам квадратов дальности
Способ и устройство радиолокационного обнаружения маневра баллистического объекта по выборкам квадратов дальности

Владельцы патента RU 2615784:

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

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

На траектории БО можно выделить три участка:

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

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

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

Известны способы обнаружения маневра по абсолютной величине приращения скорости [1, С. 346-347]. Применительно к БО 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 [2, С. 12, 13]. На участке маневра скорость изменения горизонтальной декартовой координаты будет переменной, так как появляются ускорения, вызванные действием сил устройств совершения маневра.

Основным недостатком этих способов является низкая вероятность обнаружения маневра при грубых измерениях азимута и угла места.

Известен способ определения времени окончания АУТ по выборке произведений дальности на радиальную скорость [3] и устройство определения времени окончания АУТ, описанное в этом патенте. Решение об окончании АУТ, то есть об окончании маневра БО, принимают, если оценка скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость становится больше среднеквадратической ошибки (СКО) оценки.

Известен способ радиолокационного обнаружения маневра БО на ПУТ по выборке произведений дальности на радиальную скорость [4] и устройство обнаружения маневра (УОМ), описанное в этом патенте. В этом способе решение о наличии маневра БО принимают, если абсолютная разность между оценками скорости изменения произведения дальности на радиальную скорость, вычисляемыми по выборкам большего и меньшего объема, становится больше СКО оценки по выборке меньшего объема.

В этих способах достигается высокая вероятность обнаружения маневра БО из-за устранения влияния ошибок измерения азимута и угла места. Однако эти способы могут быть реализованы только в РЛС с высокоточными измерениями радиальной скорости.

Наиболее близким аналогом заявленному изобретению, то есть прототипом, является способ радиолокационного определения времени окончания АУТ, то есть времени окончания маневра, по выборке квадратов дальности [5] и устройство определения времени окончания АУТ, описанное в этом патенте.

Сущность обнаружения маневра способом-прототипом заключается в следующем. В РЛС измеряют дальность БО в цифровом виде, через равные интервалы времени Т0 перемножают сигналы дальности и получают квадраты дальности. Автосопровождение БО осуществляют в «скользящем окне», содержащем выборку из N квадратов дальности длительностью (N-1)Т0. В «скользящем окне» по фиксированной выборке из N квадратов дальности определяют оценку ускорения по квадрату дальности и вычисляют СКО этой оценки. Решение об окончании АУТ, то есть об окончании маневра, принимают в момент времени, когда значение оценки ускорения по квадрату дальности становится больше СКО этой оценки.

Структурная схема устройства-прототипа, в котором обнаружение маневра осуществляется по выборкам из трех и пяти квадратов дальности, приведена в фиг. 1.

УОМ-прототип содержит последовательно соединенные умножитель входных сигналов (блок 1), цифровой нерекурсивный фильтр (ЦНРФ, блок 2), включающий последовательно соединенные запоминающее устройство из N-1 линий задержки (блок 2.1), блок умножителей на весовые коэффициенты (блок 2.2) и сумматор (блок 2.3), делитель (блок 3), пороговое устройство (блок 4), второй вход которого соединен с вычислителем СКО (блок 5), вход которого подключен к входным сигналам дальности, выходные сигналы порогового устройства являются выходными сигналами УОМ-прототипа.

Устройство-прототип работает следующим образом. В блоке 1 через равные интервалы времени Т0 перемножают поступающие на его вход цифровые сигналы дальности, получают квадраты дальности и подают их на вход запоминающего устройства 2.1.

Текущее значение квадрата дальности умножают в блоке 2.2 на весовой коэффициент, равный и подают на вход сумматора 2.3. Одновременно с этим сигналом на вход сумматора подают сигналы квадратов дальности, задержанные в блоке 2.1 на 1, 2, 3 и 4 обзора РЛС и умноженные в блоке 2.2 на свои весовые коэффициенты и . В итоге на входе сумматора 2.3 получают фиксированную выборку из 5 взвешенных значений квадратов дальности, а на его выходе - оценку второго приращения квадрата дальности:

Эту оценку делят в блоке 3 на квадрат периода обзора, получают оценку ускорения по квадрату дальности и подают ее на пороговое устройство 4.

В блоке 5 вычисляют СКО оценки ускорения по квадрату дальности по формуле , где σr - СКО измерения дальности. Если оценка ускорения по квадрату дальности меньше СКО то пороговое устройство выдает сигнал о том, что БО находится на участке маневра, то есть на АУТ. Если оценка больше СКО , то пороговое устройство выдает сигнал об окончании маневра БО (АУТ) и о начале невозмущенного пассивного участка траектории.

Как показано в таблице 4 описания патента №2510861, оценки ускорения на АУТ отрицательны (меньше нуля), а на ПУТ положительны и больше СКО в несколько раз. Поэтому прототип характеризуется высокой вероятностью обнаружения времени окончания АУТ, то есть маневра БО.

Однако прототип нельзя применять для обнаружения маневра на ПУТ, так как оценки ускорения по квадрату дальности могут быть положительны как на невозмущенном ПУТ, так и на участке маневра на ПУТ. Кроме того, оценки ускорения могут быть положительны и на АУТ, если БО удаляется от РЛС. Поэтому в этих случаях выявить маневр либо невозможно, либо вероятность его обнаружения будет низкой.

Техническим результатом изобретения является повышение вероятности обнаружения маневра баллистических объектов на всей траектории их полета.

Указанный технический результат достигается тем, что в заявленном способе радиолокационного обнаружения маневра БО, так же как в прототипе, в РЛС измеряют дальность БО в цифровом виде. Через равные интервалы времени Т0 перемножают сигналы дальности и получают квадраты дальности. Автосопровождение БО осуществляют в «скользящем окне», содержащем выборку из N квадратов дальности длительностью (N-1)T0.

В отличие от прототипа, согласно изобретению в «скользящем окне» определяют оценку второго приращения квадрата дальности путем оптимального взвешенного суммирования N квадратов дальности и вычисляют 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)Т0 и оценкой второго приращения по выборке длительностью (N-2m-1)T0, где mT0 - удаление по времени начала и конца этой выборки от начала и конца «скользящего окна». Потом 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.

Реализующее этот способ устройство радиолокационного обнаружения маневра БО по выборкам квадратов дальности содержит, как в прототипе, последовательно соединенные умножитель, вход которого подключен к входным сигналам дальности, и цифровой нерекурсивный фильтр (ЦНРФ), включающий последовательно соединенные запоминающее устройство из N-1 линий задержки, блок умножителей на весовые коэффициенты и сумматор, а также вычислитель СКО, вход которого подключен к входным сигналам дальности, и делитель, выход которого подключен к первому входу порогового устройства.

В отличие от прототипа, согласно изобретению, первый выход ЦНРФ соединен с входом дополнительно введенного инвертора, выход которого соединен с первым входом первого делителя. Второй вход делителя подключен к первому выходу вычислителя СКО. Второй вход первого порогового устройства соединен с источником порога, а выход подключен к первому входу сумматора сигналов пороговых устройств. В ЦНРФ дополнительно включены второй блок умножителей на весовые коэффициенты и второй сумматор, выход которого, являющийся вторым выходом ЦНРФ, соединен с первым входом дополнительно введенного второго делителя. Второй вход этого делителя подключен к второму выходу вычислителя СКО, а выход подключен к первому входу дополнительно введенного второго порогового устройства. Второй вход этого устройства соединен с источником второго порога, а выход подключен к второму входу сумматора сигналов пороговых устройств, выход которого является выходом заявленного устройства.

Сущность заявленного изобретения поясняется схемой устройства обнаружения маневра БО по выборкам из 5 и 3 квадратов дальности, приведенной в фиг. 2, где введены следующие обозначения:

1 - умножитель входных сигналов дальности;

2 - ЦНРФ;

2.1 - запоминающее устройство

2.2 - первый блок умножителей;

2.3 - первый сумматор;

2.4 - второй блок умножителей;

2.5 - второй сумматор;

3 - первый делитель;

4 - первое пороговое устройство (ПУ-1);

5 - вычислитель СКО;

6 - инвертор;

7 - второй делитель;

8 - второе пороговое устройство (ПУ-2);

9 - сумматор сигналов пороговых устройств.

В умножителе 1 перемножают поступающие на его вход цифровые сигналы дальности, получают квадраты дальности и подают их на вход ЦНРФ. Запоминающее устройство, первый умножитель на весовые коэффициенты и первый сумматор работают так же, как в прототипе. В итоге на выходе первого сумматора (блок 2.3), получают оценку второго приращения квадрата дальности по выборке из N квадратов дальности:

В отличие от прототипа, эту оценку инвертируют в инверторе 6 и делят в делителе 3 на СКО оценки, вычисляемой так же, как в прототипе. Отношение оценки к СКО сравнивают в ПУ-1 с первым порогом (П1), величину которого выбирают в соответствии с заданной вероятностью обнаружения маневра. Согласно интегралу вероятностей при П1=1 вероятность равна 0,68, а при П1=2 - вероятность не менее 0,95 [6, С. 658-660].

На выходе дополнительно введенного второго сумматора 2.5 получают абсолютную разность |δ| между оценкой второго приращения квадрата дальности, полученной по выборке из 5 квадратов дальности и оценкой второго приращения квадрата дальности, полученной по выборке из 3 квадратов дальности: . Для этого во второй блок умножителей 2.5, в отличие от прототипа, вводят другие весовые коэффициенты

Затем на выходе второго делителя 7 получают отношение абсолютной разности к СКО оценки по выборке из 3 квадратов дальности, которое подают на второе пороговое устройство 8.

Если отношение абсолютной разности к СКО оценки больше порога, выдается сигнал об обнаружении маневра.

Чтобы объединить сигналы первого и второго пороговых устройств, в схему УОМ вводят сумматор сигналов пороговых устройств 9. Решение об обнаружении маневра принимают, если на вход сумматора 9 приходят сигналы о наличии маневра с одного из пороговых устройств или с обоих пороговых устройств.

Для доказательства реализуемости заявленного технического результата на графиках фиг. 3-6 приведены результаты сравнения вероятности обнаружения маневра оперативно тактических ракет заявляемым способом и его аналогом. СКО измерения координат равны: по дальности - σr=50 м; по угловым координатам - 0,25° (15 угловых минут).

Как видно из графиков фиг. 3, на участке маневра абсолютные разности между оценками скорости изменения горизонтальной декартовой координаты в соседних положениях «скользящего окна» меньше СКО оценки . Поэтому реализовать высокие вероятности обнаружения маневра БО с использованием способа-аналога проблематично даже в РЛС с относительно высокоточными измерениями угла места и азимута, а в РЛС с грубыми измерениями угловых координат - практически невозможно.

На графиках фиг. 4 приведены значения абсолютных разностей между оценками второго приращения квадрата дальности по выборкам из 5 и 3 квадратов дальности и по выборкам из 7 и 3 квадратов дальности

В приведенном примере значения этих разностей больше удвоенного значения СКО оценки. Поэтому начало маневра БО на ПУТ обнаруживается с вероятностью, близкой единице.

На графиках фиг. 5 показано, что при увеличении длины «скользящего окна» вероятность обнаружения времени окончания маневра возрастает.

На графиках фиг. 6 приведены значения инвертированной оценки второго приращения квадрата дальности Как видно из графика, в отличие от предыдущих примеров, маневр обнаруживается на всем активном участке траектории.

Таким образом, достигнут технический результат заявленного изобретения: повышена вероятность обнаружения маневра баллистических объектов как на ПУТ, так и на АУТ.

Источники информации

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

2. Жаков A.M., Пигулевский Ф.А. Управление баллистическими ракетами. - М.: «Воениздат МО СССР», 1965, 278 с.

3. Патент RU №2509319. Способ определения времени окончания активного участка траектории баллистической ракеты.

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. Сигорский В.П. Математический аппарат инженера. Киев, «Технiка», 1977, 768 с.

1. Способ радиолокационного обнаружения маневра баллистического объекта (БО) по выборкам квадратов дальности, заключающийся в том, что в радиолокационной станции измеряют дальность БО в цифровом виде, через равные интервалы времени T0 перемножают сигналы дальности и получают квадраты дальности, автосопровождение БО осуществляют в «скользящем окне», содержащем выборку из N квадратов дальности длительностью (N-1)Т0, отличающийся тем, что в «скользящем окне» определяют оценку второго приращения квадрата дальности путем оптимального взвешенного суммирования N квадратов дальности и вычисляют среднеквадратическую ошибку (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)T0, 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.

2. Устройство радиолокационного обнаружения маневра баллистического объекта по выборкам квадратов дальности, содержащее последовательно соединенные умножитель, вход которого подключен к входным сигналам дальности, цифровой нерекурсивный фильтр (ЦНРФ), включающий последовательно соединенные запоминающее устройство из N-1 линий задержки, блок умножителей на весовые коэффициенты и сумматор, вычислитель СКО, вход которого подключен к входным сигналам дальности, а также делитель, выход которого подключен к первому входу порогового устройства, отличающееся тем, что первый выход ЦНРФ, являющийся выходом первого сумматора, соединен с входом дополнительно введенного инвертора, выход которого соединен с первым входом первого делителя, второй вход которого подключен к первому выходу вычислителя СКО, второй вход первого порогового устройства соединен с источником порога, а выход подключен к первому входу сумматора сигналов пороговых устройств, в ЦНРФ дополнительно включены последовательно соединенные второй блок умножителей на весовые коэффициенты и второй сумматор, при этом входы второго блока умножителей на весовые коэффициенты соединены с выходами запоминающего устройства, выход второго сумматора, являющийся вторым выходом ЦНРФ, соединен с первым входом дополнительно введенного второго делителя, второй вход которого подключен ко второму выходу вычислителя СКО, а выход подключен к первому входу дополнительно введенного второго порогового устройства, второй вход которого соединен с источником второго порога, а выход подключен ко второму входу сумматора сигналов пороговых устройств, выход которого является выходом устройства.



 

Похожие патенты:

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

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 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. 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.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-12-16 2017-04-21T02:18:13
Наверх