Способ распознавания типа самолёта с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции при воздействии имитирующих помех
METHOD OF AIRCRAFT TYPE IDENTIFICATION WITH TURBOJET ENGINE IN PULSE-DOPPLER RADAR STATION UNDER ACTION OF SIMULATING NOISE

Изобретение относится к области вторичной обработки радиолокационных (РЛ) сигналов и может быть использовано для распознавания в импульсно-доплеровской радиолокационной станции (РЛС) типа самолета с турбореактивным двигателем (ТРД) при воздействии имитирующих (уводящих по дальности и скорости) помех.
Известен способ вторичной обработки РЛ сигналов, основанный на процедуре оптимальной многомерной линейной дискретной калмановской фильтрации [1].
Недостатком данного способа вторичной обработки РЛ сигналов является невозможность с его помощью распознать тип самолета с ТРД с вероятностью, не ниже заданной, в условиях воздействия или отсутствия воздействия уводящих по дальности и скорости помех.
Известен способ сопровождения воздушной цели из класса «самолет с турбореактивным двигателем» при воздействии уводящих по дальности и скорости помех, заключающийся в том, что сигнал, отраженный от самолета с ТРД, подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры быстрого преобразования Фурье (БПФ) и преобразуется в амплитудно-частотный спектр (АЧС), составляющие которого обусловлены отражениями сигнала от планера сопровождаемого самолета и вращающихся лопаток рабочего колеса компрессора низкого давления (КНД) его силовой установки, определяется отсчет доплеровской частоты, соответствующий максимальной амплитуде спектральной составляющей спектра сигнала, который обусловлен его отражением от планера самолета, в первом калмановском фильтре в дискретном времени осуществляется оценка доплеровской частоты  обусловленной отражениями сигнала от планера самолета, где  - номер текущего такта работы калмановских фильтров; К - промежуточное количество тактов работы калмановских фильтров, по достижению которого определяется вероятность распознавания типа самолета с ТРД, определяется отсчет доплеровской частоты, соответствующий максимальной амплитуде спектральной составляющей спектра сигнала, обусловленной его отражениями от наступающих вращающихся лопастей КНД самолета с ТРД, и находящейся справа по доплеровской частоте относительно спектральной составляющей сигнала, отраженного от планера самолета  во втором калмановском фильтре в дискретном времени осуществляется оценка доплеровской частоты  обусловленной отражением сигнала от наступающих лопаток рабочего колеса первой ступени КНД силовой установки самолета, определяется оценка разности  между оцененными значениями доплеровских частот, обусловленных отражениями от планера  и лопаток рабочего колеса первой ступени  КНД силовой установки самолета
вычисляется модуль производной оценки разности  между оцененными значениями доплеровских частот, обусловленных отражениями от планера  самолета и лопаток рабочего колеса первой ступени  КНД его силовой установки, которая сравнивается с пороговым значением ε, близким к нулю, при выполнении условия
1
принимается решение об отсутствии воздействия уводящей по скорости помехи, при не выполнении условия (2) принимается решение о воздействии уводящей по скорости помехи, по измеренным значениям дальности до самолета в третьем калмановском фильтре осуществляется формирование оценки дальности  вычисляется производная оценки дальности  вычисляется дальность Д*(k) на основе динамической модели радиальных функционально-связанных координат взаимного перемещения носителя РЛС и сопровождаемого самолета с ТРД, вычисляется модуль разности между оценкой производной дальности  и оценкой скорости  величина которого сравнивается с порогом ε,
где  - оценка скорости сближения носителя РЛС с сопровождаемым ею самолетом; λ - рабочая длина волны БРЛС,
2
вычисляется модуль разности между оценкой дальности  и вычисленной дальностью Д*(k) на основе динамической модели радиальных функционально-связанных координат, величина которого сравнивается с порогом ε,
при одновременном выполнении условий (2), (3), (4) принимается решение об отсутствии воздействия уводящих по скорости и дальности помех, при одновременном выполнении условия (2) и не выполнении условий (3), (4) принимается решение о воздействии только уводящей по дальности помехи, при одновременном не выполнении условий (2), (4) и выполнении условия (3) принимается решение о воздействии уводящих по дальности и скорости помех с функционально-связанным законом увода, при одновременном не выполнении условий (2), (3) и (4) принимается решение о воздействии уводящих по дальности и скорости помех без функционально-связанного закона увода.
Недостатком данного способа сопровождения является невозможность с его помощью распознать тип самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС с вероятностью, не ниже заданной, при воздействии уводящих по дальности и скорости помех.
Цель изобретения - распознать в импульсно-доплеровской РЛС с вероятностью, не ниже заданной, тип самолета с турбореактивным двигателем при воздействии уводящих по дальности и скорости помех.
1
Для достижения цели в способе сопровождения воздушной цели из класса «самолет с турбореактивным двигателем» при воздействии уводящих по дальности и скорости помех, заключающимся в том, что сигнал, отраженный от самолета с турбореактивным двигателем, подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры БПФ и преобразуется в АЧС, составляющие которого обусловлены отражениями сигнала от планера сопровождаемого самолета и вращающихся лопаток рабочего колеса КНД его силовой установки, определяется отсчет доплеровской частоты, соответствующий максимальной амплитуде спектральной составляющей спектра сигнала, который обусловлен его отражением от планера самолета, в первом калмановском фильтре в дискретном времени осуществляется оценка доплеровской частоты  обусловленной отражениями сигнала от планера самолета, где  - номер текущего такта работы калмановских фильтров; К - промежуточное количество тактов работы калмановских фильтров, по достижению которого определяется вероятность распознавания типа самолета, определяется отсчет доплеровской частоты, соответствующий максимальной амплитуде спектральной составляющей спектра сигнала, обусловленной его отражениями от наступающих вращающихся лопастей КНД самолета с ТРД, и находящейся справа по доплеровской частоте относительно спектральной составляющей сигнала, отраженного от планера самолета  во втором калмановском фильтре в дискретном времени осуществляется оценка доплеровской частоты  обусловленной отражением сигнала от наступающих лопаток рабочего колеса первой ступени КНД силовой установки самолета, в соответствии с выражением (1) определяется оценка разности  между оцененными значениями доплеровских частот, обусловленных отражениями от планера  и лопаток рабочего колеса первой ступени  КНД силовой установки самолета, вычисляется модуль производной оценки разности  между оцененными значениями доплеровских частот, обусловленных отражениями от планера  самолета и лопаток рабочего колеса первой ступени  КНД его силовой установки, которая сравнивается с пороговым значением ε, близким к нулю, при выполнении условия (2) принимается решение об отсутствии воздействия уводящей по скорости помехи, при не выполнении условия (2) принимается решение о воздействии уводящей по скорости помехи, по измеренным значениям дальности до самолета в третьем калмановском фильтре осуществляется формирование оценки дальности  вычисляется производная оценки дальности  вычисляется дальность Д*(k) на основе динамической модели радиальных функционально-связанных координат взаимного перемещения носителя РЛС и сопровождаемого самолета с ТРД, вычисляется модуль разности между оценкой производной дальности  и оценкой скорости  величина которого сравнивается с порогом ε в соответствии с выражением (3), где  - оценка скорости сближения носителя РЛС с сопровождаемым ею самолетом; λ - рабочая длина волны БРЛС,
2
вычисляется модуль разности между оценкой дальности  и вычисленной дальностью Д*(k) на основе динамической модели радиальных функционально-связанных координат, величина которого сравнивается с порогом ε в соответствии с выражением (4), при одновременном выполнении условий (2), (3), (4) принимается решение об отсутствии воздействия уводящих по скорости и дальности помех, при одновременном выполнении условия (2) и не выполнении условий (3), (4) принимается решение о воздействии только уводящей по дальности помехи, при одновременном не выполнении условий (2), (4) и выполнении условия (3) принимается решение о воздействии уводящих по дальности и скорости помех с функционально-связанным законом увода, при одновременном не выполнении условий (2), (3) и (4) принимается решение о воздействии уводящих по дальности и скорости помех без функционально-связанного закона увода, дополнительно определяется отсчет доплеровской частоты, соответствующий максимальной амплитуде спектральной составляющей спектра сигнала, обусловленной его отражениями от отступающих вращающихся лопастей КНД турбореактивного двигателя самолета, и находящейся слева по доплеровской частоте  относительно спектральной составляющей сигнала, отраженного от планера самолета, в четвертом калмановском фильтре в дискретном времени осуществляется оценка отсчета доплеровской частоты  обусловленной отражением сигнала от отступающих лопаток рабочего колеса первой ступени КНД силовой установки самолета, при принятии решения об отсутствии уводящих помех, а также о воздействии только уводящей по дальности помехи величина  формируется в соответствии с выражением (1), при принятии решения о воздействии уводящей по скорости помехи величина  формируется как
при приятии решения о совместном воздействии уводящих по дальности и скорости помех величина  формируется как
где  доплеровская частота планерной составляющей спектра сигнала, вычисляемая, как
Hq
Bq
весь диапазон возможных значений оценок разностей  априорно разбивается на Q неперекрывающихся друг с другом поддиапазонов, нижняя F и верхняя F границы каждого q-го поддиапазона, где  Q - максимальное количество распознаваемых типов самолетов с ТРД, соответствующего q-му типу самолета, определяются выражениями
где
Pq
F - максимальная частота вращения ротора КНД силовой установки q - го типа самолета;
1
2
n и n - соответственно минимальное и максимальное значение величины относительных оборотов вращения ротора силовой установки, одинаковые для всех типов самолетов;
лq
q
q
qmax
пор
qmax
пор
qmax
N - количество лопаток рабочего колеса первой ступени КНД q-го типа самолета, вычисляется вероятность P попадания величины  в каждый из априорно сформированный q-й поддиапазон, определяется номер того q-го поддиапазона, для которого величина вероятности P максимальна, максимальное значение величины P сравнивается с пороговым значением вероятности распознавания типа самолета Р, при P≥Р принимается решение о распознавании q-ro типа самолета с ТРД с вероятностью P, не ниже заданной.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются.
1. Определение отсчета доплеровской частоты, соответствующий максимальной амплитуде спектральной составляющей спектра сигнала, обусловленной его отражениями от отступающих вращающихся лопастей КНД турбореактивного двигателя самолета, и находящейся слева по доплеровской частоте  относительно спектральной составляющей сигнала, отраженного от планера самолета и формирование ее оценки
2. Распознавание типа самолета с ТРД с вероятностью, не ниже заданной, после принятия решения об отсутствии воздействия уводящих по дальности и скорости помех, а также при воздействии уводящей по дальности помехи на основе анализа разности оценок доплеровских частот, вычисленных в соответствии с выражением (1).
3. Распознавание типа самолета с ТРД с вероятностью, не ниже заданной, после принятия решения о воздействии уводящей по скорости помехи на основе анализа разности оценок доплеровских частот, вычисленных в соответствии с выражением (5).
4. Распознавание типа самолета с ТРД с вероятностью, не ниже заданной, после принятия решения о совместном воздействии уводящих по дальности и скорости помех на основе анализа разности оценок доплеровских частот, вычисленных в соответствии с выражениями (6) и (7).
Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных способах не обнаружены.
Применение новых признаков в совокупности с известными позволит распознать в импульсно-доплеровской РЛС с вероятностью, не ниже заданной, тип самолета с ТРД при воздействии уводящих по дальности и скорости помех или ее отсутствии.
На рисунке 1 приведена блок-схема, поясняющая предлагаемый способ распознавания типа самолета с ТРД, на рисунке 2 (а,б,в) - эпюры, поясняющие процесс распознавания q-го типа самолета с ТРД.
Предлагаемый способ распознавания в импульсно-доплеровской РЛС типа самолета с ТРД при воздействии уводящих по дальности и скорости помех осуществляется следующим образом.
n
1
2
1
2
На вход блока 1 БПФ (рисунок 1) на промежуточной частоте с выхода приемника импульсно-доплеровской РЛС поступает сигнал S(t), отраженный от самолета с ТРД, который подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры БПФ и преобразуется в АЧС S(f) (рисунок 2а), составляющие которого обусловлены отражениями сигнала от планера самолета и вращающихся частей КНД его силовой установки. В формирователе 2 (рисунок 1) доплеровских частот (ФДЧ), во-первых, определяется отсчет доплеровской частоты (рисунок 2а), соответствующий максимальной амплитуде спектральной составляющей спектра сигнала  F(k) (рисунок 2а), который обусловлен его отражениям от планера самолета, оценка которого  (рисунок 2б) формируется на выходе первого фильтра сопровождения 3 (ФС), во-вторых, определяется отсчет доплеровской частоты, обусловленной отражением от наступающих вращающихся лопастей КНД турбореактивного двигателя самолета  (рисунок 2а), находящейся справа по доплеровской частоте относительно спектральной составляющей сигнала, отраженного от планера самолета, оценка которого  (рисунок 2б) формируется на выходе второго фильтра сопровождения 4 (ФС), в-третьих, определяется отсчет доплеровской частоты, обусловленной отражением от отступающих вращающихся лопастей КНД турбореактивного двигателя самолета  (рисунок 2а), находящейся слева по доплеровской частоте относительно спектральной составляющей сигнала, отраженного от планера самолета, оценка которого  (рисунок 2б) формируется на выходе третьего фильтра сопровождения 5 (ФС). В первом вычислителе 6 (Вч) в соответствии с выражением (1) вычисляется оценка разности  значение которой поступает на вход первого блока 7 дифференцирования 7 (БД), в котором вычисляется модуль производной разности оценок доплеровских частот  величина которой сравнивается с порогом е в первом пороговом устройстве 8 (ПУ). Одновременно с измерителя дальности (на схеме не показан) сформированные в четвертом фильтре сопровождения 9 (ФС) оценки дальности  поступают на вход второго блока 10 дифференцирования, в котором вычисляется  во втором вычислителе 11 вычисляется дальность на основе динамической модели радиальных функционально-связанных координат Д*(k). В третьем вычислителе 12 на основе  поступающей с выхода второго блока 10 дифференцирования 10 и  вычисленной в преобразователе 13 (Пр) как  вычисляется разность  величина которого поступает на второе пороговое устройство 14 и сравнивается с порогом ε. Одновременно в третьем вычислителе 15 вычисляется модуль разности между оценкой дальности и вычисленной дальностью на основе динамической модели  величина которого сравнивается в третьем пороговом устройстве 16 с величиной ε. Далее с выхода каждого из пороговых устройств 8, 14, 16, в случае превышения порогов ε, ε и ε соответственно на анализатор 17 поступает сигнал логической «1», в противном случае логического «0». В анализаторе 17 осуществляется анализ принятых в пороговых устройствах 8, 14, 16 решений.
В случае поступления на вход анализатора с пороговых устройств 8, 14, 16 соответственно логических «000», что свидетельствует об отсутствии помех, а также «011», что свидетельствует о воздействии уводящей по дальности помехе на выходе формирователя 18 величина  формируется в соответствии с выражением (1).
При поступлении в анализатор 17 с выходов пороговых устройств соответственно сигнала «110», что свидетельствует о воздействии уводящей по скорости помехи, на выходе формирователя 18 величина  формируется в соответствии с выражением (5).
При поступлении в анализатор 17 с выходов пороговых устройств соответственно сигнала «101», а также «111», что свидетельствует о совместном воздействии уводящих по дальности и скорости помех с функционально связанным и несвязанным законом увода соответственно на выходе формирователя 18 величина  формируется в соответствии с выражением (6).
qmax
пор
qmax
пор
qmax
Сформированная таким образом величина  поступает на вход четвертого вычислителя 19 вероятности ее попадания в каждый из априорно сформированный q-й поддиапазон, значения которых поступают на другой вход четвертого вычислителя с выхода формирователя поддиапазонов 20 (ФП), формирующего поддиапазоны в соответствии с выражениями (8), (9) (рисунок 2в). В пятом вычислителе 21 определяется максимальное значение величины P, значение которой сравнивается с пороговым значением вероятности распознавания типа самолета Р в решающем блоке 22 (РБ), при P≥Р принимается решение о распознавании q-го типа самолета с турбореактивным двигателем с вероятностью P, не ниже заданной.
Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит распознать в импульсно-доплеровской РЛС с вероятностью, не ниже заданной, тип самолета с ТРД при воздействии уводящих по дальности и скорости помех или их отсутствии.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Казаринов Ю.М., Соколов А.И., Юрченко Ю.С. Проектирование устройств фильтрации радиосигналов. - Л.: изд. Ленинградского университета, 1985, с. 150-151 (аналог).
2. Пат. 2665031 Российская Федерация МПК, G01S 13/66. Способ сопровождения воздушной цели из класса «самолет с турбореактивным двигателем» при воздействии уводящих по дальности и скорости помех / А.В. Богданов, О.В. Васильев, Докучаев Я.С., Закомолдин Д.В., Каневский М.И., Кочетов И.В., Кучин А.А., Новичёнок В.А., Федотов А.Ю. - №2018103808, заявл. 31.01.2018, опубл. 27.08.2018, Бюл. №24 (прототип).