СПОСОБ РАДИОЛОКАЦИОННОГО ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВРЕМЕНИ ОКОНЧАНИЯ АКТИВНОГО УЧАСТКА БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ТРАЕКТОРИИ
METHOD FOR RADAR DETERMINATION OF TIME OF END OF ACTIVE PHASE OF BALLISTIC TRAJECTORY

Изобретение относится к устройствам траекторной обработки радиолокационной информации и может быть использовано в РЛС и в автоматизированных системах управления (АСУ) радиолокационных подразделений.
Задачу определения времени окончания активного участка траектории (АУТ) необходимо решать для того, чтобы не допустить появления методических ошибок определения параметров баллистической траектории. В частности, координаты точки падения ракет малой и средней дальности полета могут определяться с недолетом или перелетом от нескольких десятков до нескольких сотен километров.
В качестве примера рассмотрим траекторию ракеты малой дальности типа «Скад». Параметры этой траектории (время от момента пуска t, дальность r, угол места ε, высота z, горизонтальная координата y и модуль скорости V) приведены в таблице 1. Активный участок траектории заканчивается на 65-й секунде полета ракеты.
Таблица 1
t, с
r, км
ε, град
z, км
у, км
V, м/с
АУТ
35
297,83
0,16
0.52
297,83
598
40
295,84
0,67
3,46
295,82
729
45
293,35
1,28
6,55
293,28
877
50
290,28
2,0
10,13
290.1
1044
55
286,58
2,86
14,3
286,2
1234
60
282,17
3,87
19,04
281.53
1452
65
277,15
5,04
24,35
276,08
1528
70
272,13
6,23
29,53
270,52
1496
ПУТ
75
267,2
7,4
34,41
264,97
1465
80
262,34
8.56
39,05
259,42
1436
85
257,54
9,72
43,48
253,84
1407
90
252,79
10,86
47,63
248,26
1380
95
248.09
12,0
51,58
242,86
1354
0
r
ε
ε
Координаты ракеты измеряются в РЛС дециметрового диапазона волн (РЛС ДДВ) «Гамма-ДЕ» и в РЛС метрового диапазона (РЛС МДВ) «Небо-СВУ». Период обзора Т=5 с, точность измерения дальности σ=60-100 м, угла места в «Небо-СВУ» σ=90 мин, в «Гамма-ДЕ» σ=15 мин. РЛС находятся в точке падения ракеты. (Вооружение ПВО и РЭС России. Альманах. - М.: Издательство НО «Лига содействия оборонным предприятиям», 2011. - С.326-327, 334-335).
Оценка модуля скорости, то есть вычисление его численных значений, производилась по выборкам типа «скользящего окна» из пяти измерений декартовых координат:
где оценки скорости изменения высоты и горизонтальной координаты вычислялись по формулам:
весовой коэффициент оценки скорости в конце интервала наблюдения;
0
Т - период обзора РЛС (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М.: «Радио и связь», 1967, С.305-306).
<mrow><mi>L</mi><mo>=</mo><mfrac><mrow><msup><mi>V</mi><mn>2</mn></msup><mi>sin</mi><mn>2</mn><mi>ϑ</mi></mrow><mi>g</mi></mfrac><mo>+</mo><mi>z</mi><mi>c</mi><mi>t</mi><mi>g</mi><mi>ϑ</mi></mrow>
Результаты расчетов, приведенные в таблице 2, показали, что модуль скорости и составляющие вектора скорости определяются с методическими ошибками, если в выборке имеются измерения, произведенные на АУТ, то при включенном ракетном двигателе. Ошибки устраняются, если в выборке отсутствуют измерения, произведенные на АУТ, и она состоит только из измерений, произведенных после выключения двигателя, то есть на пассивном участке траектории (ПУТ). В приведенном примере методические ошибки устраняются через 15 секунд после окончания АУТ. При увеличении длительности «скользящего окна» (объема выборки) будет соответственно увеличиваться время появления методических ошибок после окончания АУТ. При этом значения оценок скорости ракеты в точках, находящихся на АУТ, меньше истинных значений, а в точках, находящихся на ПУТ, больше истинных значений скорости. По этой причине дальность до точки падения, вычисленная по формуле
, будет определяться с недолетом, либо с перелетом. В приведенной формуле 3 - угол наклона траектории, ϑ -ускорение силы тяжести (Жаков А.М., Пигулевский Ф.А. Управление баллистическими ракетами. - М.: «Военное издательство», 1965, С.15).
Таблица 2
Методические ошибки оценки модуля скорости, м/с
Участок
АУТ
ПУТ
Время полета, с
55
60
65
70
75
80
85
90
Оценка скорости
1192
1413
1614
1659
1559
1439
1407,4
1379,5
Истинная скорость
1234
1452
1528
1496
1465
1436
1407
1380
Методич. ошибка <maths num="2"><math display="block"><mrow><mi>δ</mi><msub><mover accent="true"><mi>V</mi><mo>⌢</mo></mover><mi>n</mi></msub><mo>=</mo><msub><mover accent="true"><mi>V</mi><mo>⌢</mo></mover><mi>n</mi></msub><mo>−</mo><msub><mi>V</mi><mrow><mi>и</mi><mi>с</mi><mi>т</mi></mrow></msub></mrow></math><img file="00000004.tif" he="7" wi="28" img-content="undefined" img-format="tif" /></maths>
-29 (-323)
-32 (-115)
+94
+165
+88
+3
+0,4
-0,5
макс
Примечание: в скобках приведены разность между оценкой модуля скорости на АУТ и значением максимальной скорости (V=1528 м/с) в конце АУТ.
В приведенном примере при измерении скорости ракеты за 5 секунд до окончания АУТ, то есть на 60-й секунде полета, координаты точки падения будут определяться с недолетом около 65-ти км. Если измерять скорость через 5 секунд после выключения двигателя, то перелет будет равен 45-ти км.
Таким образом, для исключения появления методических ошибок определение (оценивание) начальных параметров движения ракеты должно производиться после выключения ракетного двигателя, то есть в точке, находящейся на пассивном участке траектории, а измерения координат ракеты, произведенные до выключения ракетного двигателя, то есть на АУТ, не должны использоваться. Поэтому выборки значений измеренных координат, по которым вычисляются параметры движения ракеты (модуль скорости, угол наклона траектории к горизонту, курс и три координаты), должны формироваться после определения времени окончания АУТ.
Известны способы определения времени окончания АУТ средствами разведки инфракрасного и оптического диапазона по факелу ракетного двигателя (Колгашкин Ю.Г. Комплексы самолетного базирования для обнаружения стартующих БР средней и малой дальности./ Международная конференция по проблемам глобальной защиты от баллистических ракет. - М.: МАК «Вымпел» 1993. С.126-128).
Из радиолокационных способов аналогами заявляемому способу являются способы обнаружения времени окончания маневра путем сравнения оценок ускорения декартовых координат со среднеквадратической ошибкой (СКО) этих оценок (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М.: «Радио и связь», 1967, С.310-311). Это связано с тем, что на АУТ ракета совершает маневр большой интенсивности. Вначале ракета движется вертикально вверх. Затем, на участке выведения, ракета движется по дуге и угол наклона траектории изменяется от 90° до расчетного значения для заданной дальности полета. Двигатель выключается, когда скорость достигнет заданной величины. Поэтому на АУТ вертикальная и продольная составляющие ускорения являются переменными величинами, значения которых зависят от силы тяги двигателя и в несколько раз больше ускорения силы тяжести. На ПУТ ракета становится неманеврирующей целью, так как летит по баллистической кривой с постоянным вертикальным ускорением, равным ускорению силы тяжести. Продольные составляющие ускорения примерно равны нулю, так как величина горизонтальных составляющих вектора скорости практически не изменяется (Жаков А.М., Пигулевский Ф.А. Управление баллистическими ракетами. - М.: «Военное издательство», 1965, С.10-11). Таким образом, устройства, реализующие способы определения времени окончания АУТ, и устройства, реализующие способы обнаружения маневра, должны решать одинаковую задачу - обнаружение факта изменения характера движения ракеты.
<mover accent="true"><mover accent="true"><mi>z</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover>
<mrow><msub><mi>σ</mi><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>z</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover></msub></mrow>
Наиболее близким по своей сущности к заявляемому способу, то есть прототипом, является радиолокационный способ обнаружения времени окончания маневра ракеты путем сравнения оценки вертикального ускорения
с величиной порога, который равен СКО этой оценки
. Решение об окончании АУТ принимается при превышении оценки вертикального ускорения значения ее СКО:
<mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>z</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo>></mo><msub><mi>σ</mi><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>z</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover></msub></mrow>
если
- ракета находится на активном участке траектории, то есть имеется маневр;
<mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>z</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo>≤</mo><msub><mi>σ</mi><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>z</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover></msub></mrow>
если
- ракета находится на пассивном участке траектории, то есть маневр отсутствует.
В качестве примера в таблице 3 и на графике фиг.1 приведены значения оценок вертикального ускорения ракеты, рассчитанные по выборкам типа «скользящего окна» из 5-ти измерений высоты, произведенных в PЛC МДВ «Небо-СВУ» и в РЛС ДДВ «Гамма-ДЕ». В качестве исходных данных использовались данные таблицы 1. За начало отсчета времени принят момент окончания АУТ на 65-й секунде полета ракеты.
Значения оценок вертикального ускорения и величина порога, то есть среднеквадратическая ошибка ускорения, вычисляются по формулам (Кузьмин С.З. Цифровая обработка радиолокационной информации. - М.: «Радио и связь», 1967, С.306-308):
<mrow><msub><mi>η</mi><mi>a</mi></msub><mo stretchy="false">(</mo><mi>i</mi><mo stretchy="false">)</mo><mo>=</mo><mfrac><mrow><mn>60</mn><mo stretchy="false">[</mo><mo stretchy="false">(</mo><mi>n</mi><mo>+</mo><mn>1</mn><mo stretchy="false">)</mo><mo stretchy="false">(</mo><mi>n</mi><mo>+</mo><mn>2</mn><mo stretchy="false">)</mo><mo>−</mo><mn>6</mn><mi>i</mi><mo stretchy="false">(</mo><mi>n</mi><mo>+</mo><mn>1</mn><mo stretchy="false">)</mo><mo>+</mo><mn>6</mn><msup><mi>i</mi><mn>2</mn></msup><mo stretchy="false">]</mo></mrow><mrow><msubsup><mi>T</mi><mn>0</mn><mn>2</mn></msubsup><mi>n</mi><mo stretchy="false">(</mo><msup><mi>n</mi><mn>2</mn></msup><mo>−</mo><mn>1</mn><mo stretchy="false">)</mo><mo stretchy="false">(</mo><msup><mi>n</mi><mn>2</mn></msup><mo>−</mo><mn>4</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow></mfrac></mrow>
где
- весовые коэффициенты оценки ускорения;
i
i
i
z=rsinε - измеренные значения высоты на интервале наблюдения;
<mrow><msub><mi>σ</mi><mrow><msub><mi>z</mi><mrow><mi>и</mi><mi>з</mi><mi>м</mi></mrow></msub></mrow></msub><mo>≈</mo><mi>r</mi><mi>cos</mi><mi>ε</mi><mi>σ</mi><mi>ε</mi></mrow>
- среднеквадратическая ошибка (СКО) измерения высоты;
i
i
r, ε - измеренные значения дальности до ракеты и ее угла места;
ε
σ - среднеквадратическая ошибка измерения угла места;
0
T- период обзора РЛС;
n - число измерений в выборке (длительность «скользящего окна»).
Следует отметить, что ошибки определения высоты и, следовательно, вертикального ускорения, практически не зависят от ошибок измерения дальности, а зависят от ошибок измерения угла места.
Таблица 3
Значения оценок вертикального ускорения и СКО их определения.
Участок
Активный участок
Пассивный участок
Время, с
-10
0
+5
+10
+15
+20
<maths num="9"><math display="block"><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>z</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover></math><img file="00000005.tif" he="5" wi="3" img-content="undefined" img-format="tif" /></maths>
, м/с<sup>2</sup>
+16.9
+23
+0,61
-10
-9,42
-9,5
<maths num="10"><math display="block"><mrow><msub><mi>σ</mi><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>z</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover></msub></mrow></math><img file="00000006.tif" he="7" wi="5" img-content="undefined" img-format="tif" /></maths>
, м/с<sup>2</sup>:
«Небо-СВУ» σ<sub>ε</sub>=90 мин)
162
156
150
150
144
144
«Гамма-ДЕ» σ<sub>ε</sub>=15 мин)
27
26
25
25
24
24
<mover accent="true"><mover accent="true"><mi>z</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover>
<mrow><msub><mi>σ</mi><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>z</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover></msub></mrow>
Как видно из данных таблицы 3 и графика фиг.1, оценки вертикального ускорения на АУТ больше нуля (положительны), так как вертикальная скорость увеличивается из-за действия силы тяги двигателя. На ПУТ вертикальная скорость уменьшается из-за действия силы притяжения Земли, а вертикальное ускорение меньше нуля и равно ускорению силы тяжести. Но даже при относительно высокоточных измерениях угла места в РЛС ДДВ «Гамма-ДЕ» значения оценок вертикального ускорения
меньше среднеквадратической ошибки оценки вертикального ускорения
, как на активном, так и на пассивном участках, поэтому определить границу между ними, а значит определить время окончания АУТ практически невозможно. Для решения этой задачи необходимо в несколько раз повысить точность измерения угла места либо увеличить длительность «скользящего окна» (число измерений в выборке). Увеличивать длительность «скользящего окна» более минуты нецелесообразно, так как его длительность становится соизмеримой с продолжительностью АУТ ракет малой и средней дальности.
Таким образом, основным недостатком прототипа являются высокие требования к точности измерения угла места. Поэтому в РЛС МДВ, либо в других РЛС, размеры антенны которых соизмеримы с длиной волны, использовать данный способ практически невозможно. В мобильных РЛС сантиметрового и дециметрового диапазонов волн также сложно уменьшить ошибки измерения угла места до нескольких минут.
Техническим результатом настоящего изобретения является разработка нового способа, при котором повышена чувствительность устройств определения времени окончания АУТ за счет исключения измерений угла места из обрабатываемых выборок. Для получения желаемого результата предлагается использовать новый параметр траектории - оценку ускорения по квадрату дальности, которую вычисляют путем оптимального взвешенного суммирования значений квадратов дальности до ракеты. Значения оценок ускорения
<mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>σ</mi><mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow></msub></mrow>
по квадрату дальности
сравниваются с величиной среднеквадратической ошибки этих оценок
. Решение об окончании АУТ и о начале ПУТ принимают в момент времени, когда оценка ускорения по квадрату дальности становится больше СКО оценки:
<mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo><mo><</mo><msub><mi>σ</mi><mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow></msub></mrow>
если
- ракета на активном участке траектории;
<mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo><mo>≥</mo><msub><mi>σ</mi><mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow></msub></mrow>
если
- ракета на пассивном участке траектории.
Значения оценок ускорения по квадрату дальности и СКО оценок вычисляются так же, как в прототипе:
i
где r - измеренные значения дальности;
r
σ - среднеквадратическая ошибка измерения дальности.
Как видно из формулы (3), измерения угла места не используются. В отличие от прототипа, величина СКО оценки зависит только от ошибок измерения дальности. Ошибки измерения дальности не зависят от размеров антенны и могут быть уменьшены до нескольких десятков метров.
<mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>σ</mi><mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow></msub></mrow>
В качестве примера в таблице 4 и на графике фиг.2 приведены значения оценок ускорения
и СКО их определения
по выборкам из 5-ти измерений (при длительности «скользящего окна», равной 20 с) и при ошибках измерения дальности 100 м. В качестве исходных данных использовались данные таблицы 1.
Таблица 4
Значение оценок <maths num="19"><math display="block"><mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow></math><img file="00000012.tif" he="8" wi="12" img-content="undefined" img-format="tif" /></maths>
и СКО <maths num="20"><math display="block"><mrow><msub><mi>σ</mi><mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow></msub></mrow></math><img file="00000013.tif" he="9" wi="11" img-content="undefined" img-format="tif" /></maths>
их определения
Участок
Активный участок
Пассивный участок
Время, с
-10
0
+5
+10
+15
+20
+25
<maths num="21"><math display="block"><mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow></math><img file="00000012.tif" he="8" wi="12" img-content="undefined" img-format="tif" /></maths>
, км<sup>2</sup>/с<sup>2</sup>
-12,7
-13,8
-8,83
-1,43
+3,24
+3,48
+3,13
<maths num="22"><math display="block"><mrow><msub><mi>σ</mi><mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow></msub></mrow></math><img file="00000013.tif" he="9" wi="11" img-content="undefined" img-format="tif" /></maths>
,км<sup>2</sup>/с<sup>2</sup>
1,2
1,2
1,2
1,15
1,15
1,1
1,1
<mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>σ</mi><mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow></msub></mrow>
Как видно из данных таблицы 4, значения оценок ускорения
меньше нуля (отрицательны) на активном участке и больше нуля (положительны) на пассивном участке траектории. При ошибках измерения дальности, равным 100 м, оценки ускорения
на пассивном участке траектории превышают значения СКО
(примерно в три раза). На АУТ оценки ускорения меньше СКО примерно на порядок. Поэтому, в отличие от прототипа, граница между активным и пассивным участками траектории определяется с вероятностью близкой единице, а, значит, с такой же вероятностью определяется время окончания АУТ, как в РЛС метрового, так и в РЛС дециметрового и сантиметрового диапазонов. Запаздывание определения момента окончания АУТ не превышает 15 секунд. При увеличении длительности «скользящего окна» в 1,5 раза (до 30 с), либо при уменьшении ошибок измерения дальности в 2 раза (со 100 м до 50 м) чувствительность устройств, реализующих предлагаемый способ определения времени окончания АУТ, повышается в два раза.
Принцип работы устройства определения времени окончания АУТ заявляемым способом по выборке из трех значений квадратов дальности поясняется схемой, приведенной на фиг.3. В состав устройства входят блок вычисления квадрата дальности 1, блок оценивания второго приращения квадрата дальности 2, блок деления оценки второго приращения на период обзора в квадрате 3, пороговое устройство 4 и блок вычисления среднеквадратической ошибки оценки ускорения по квадрату дальности 5.
0
0
На вход блока 1 устройства подаются через равные промежутки времени, равные периоду обзора РЛС, данные измерений дальности, где вычисляются квадраты дальности. Значение квадрата дальности в текущем обзоре подается на вход первой линии задержки блока 2 оценивания второго приращения, а также умножается на весовой коэффициент и подается на вход сумматора. Значения квадратов дальности, полученные в двух предыдущих обзорах после задержки на время, равное одному и двум периодам обзора (Т и 2Т), умножаются на свои весовые коэффициенты и одновременно с текущим взвешенным значением квадрата дальности поступают на вход сумматора. Таким образом, на входе сумматора формируется фиксированная выборка типа «скользящего окна» из трех значений квадратов дальности. Подобная схема для оптимального оценивания параметров приведена на 303-й странице упомянутой монографии Кузьмина С.З. «Цифровая обработка радиолокационной информации». Для увеличения числа измерений в «скользящем окне» необходимо увеличить число линий задержки, умножителей и т.д. При реализации способа на цифровой вычислительной машине (ЦВМ) вычисление и запоминание значений квадратов дальности производится в оперативном запоминающем устройстве, весовые коэффициенты хранятся в долговременном запоминающем устройстве, а операция суммирования производится в арифметическом устройстве.
i
Сигнал с выхода сумматора поступает на вход делителя 3, где производится деление на период обзора в квадрате, в результате чего получается оценка ускорения по квадрату дальности. Полученная оценка подается на пороговое устройство 4, где сравнивается с величиной среднеквадратической ошибки этого ускорения, вычисленной в блоке 5 по данным измерений дальности r.
<mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
<mrow><msub><mi>σ</mi><mrow><mover accent="true"><mover accent="true"><mi>U</mi><mo>¨</mo></mover><mo>⌢</mo></mover><mo stretchy="false">(</mo><msubsup><mi>r</mi><mi>i</mi><mn>2</mn></msubsup><mo stretchy="false">)</mo></mrow></msub></mrow>
При превышении оценки
величины СКО этой оценки
принимается решение об окончании активного участка и о начале пассивного участка баллистической траектории. После принятия такого решения информация о времени окончания АУТ выдается потребителем на устройства (системы) определения параметров движения ракеты по выборкам радиолокационных измерений, произведенных на пассивном участке траектории, то есть после выключения ракетного двигателя. В результате этого параметры движения ракеты и ее траектория рассчитываются без методических ошибок, появляющихся при наличии в обрабатываемых выборках измерений, произведенных на АУТ.
Заявляемое изобретение соответствует условиям новизны и изобретательского уровня, так как, в отличие от аналогов, для выявления времени окончания АУТ определяется ускорение по квадрату дальности, а не ускорения по декартовым координатам. Промышленная применимость заявляемого изобретения подтверждается возможностью выявления времени окончания АУТ с помощью серийных РЛС типа «Небо-СВУ», «Гамма-Д» и других станций, измеряющих дальность с ошибками около 100 м.
Использование предлагаемого способа радиолокационного определения времени окончания активного участка позволит устранить методические ошибки определения параметров движения ракеты, экстраполяции баллистической траектории и прогноза точки падения ракеты за счет исключения измерений дальности, азимута, угла места, радиальной скорости, произведенных на активном участке, из состава обрабатываемых выборок.