RU2048684C1 - Method for tracking maneuvering aerial target - Google Patents
Method for tracking maneuvering aerial target Download PDFInfo
- Publication number
- RU2048684C1 RU2048684C1 RU93038324A RU93038324A RU2048684C1 RU 2048684 C1 RU2048684 C1 RU 2048684C1 RU 93038324 A RU93038324 A RU 93038324A RU 93038324 A RU93038324 A RU 93038324A RU 2048684 C1 RU2048684 C1 RU 2048684C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- maneuver
- target
- bearing
- filter
- smoothing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к радиолокации и может быть использовано в автоматизированных цифровых системах обнаружения и обработки радиолокационной информации. The invention relates to radar and can be used in automated digital systems for the detection and processing of radar information.
Известны способы и устройства сопровождения маневрирующей воздушной цели, основанные на дискретных радиолокационных измерениях координат и текущей оценке (сглаживание и экстраполяции) параметров ее траектории (координат и скоростей их изменения) [1] [2] В предположении, что за время наблюдения цель совершит только один преднамеренный маневр большой интенсивности, при обнаружении маневра память рекуpрентного сглаживающего фильтра минимизируют. В этом случае, хотя динамическая ошибка сглаживания, обусловленная несоответствием гипотезы о степени полинома, описывающего истинную траекторию маневрирующей цели, линейной гипотезе ее движения, компенсируется, случайная составляющая ошибки сглаживания приобретает максимальное для данной точности измерения координат значение, и суммарная ошибка возрастает. Known methods and devices for tracking a maneuvering air target based on discrete radar measurements of coordinates and current estimation (smoothing and extrapolation) of its trajectory parameters (coordinates and rates of change) [1] [2] Under the assumption that during the observation time only one deliberate maneuver of high intensity; when a maneuver is detected, the memory of the recurrent smoothing filter is minimized. In this case, although the dynamic error of smoothing due to the inconsistency of the hypothesis about the degree of the polynomial that describes the true trajectory of the maneuvering target and the linear hypothesis of its movement is compensated, the random component of the smoothing error acquires the maximum value for the given coordinate measurement accuracy, and the total error increases.
Из известных способов сопровождения маневрирующей воздушной цели наиболее близким к предложенному по технической сущности и достигаемому эффекту является способ, при котором маневр выявляют на основе анализа величины отклонения текущих значений параметров сопровождаемой траектории от их измеренных значений и сравнения этого отклонения с пороговым значением, при выявлении маневра сглаживают параметры траектории с коэффициентами усиления фильтра, равными единице [2]
В связи с тем, что при сглаживании параметров траектории учитывается только факт наличия маневра, погрешности сглаживания при таком способе сохраняются достаточно большими.Of the known methods of tracking a maneuvering air target, the closest to the proposed technical essence and the achieved effect is a method in which a maneuver is detected based on the analysis of the deviation of the current values of the parameters of the trajectory from their measured values and comparing this deviation with a threshold value, smoothing the maneuver trajectory parameters with filter gains equal to unity [2]
Due to the fact that when smoothing the parameters of the trajectory, only the fact of the presence of a maneuver is taken into account, the errors of smoothing with this method are kept quite large.
Целью изобретения является повышение точности сопровождения низколетящей маневрирующей воздушной цели. The aim of the invention is to improve the accuracy of tracking low-flying maneuvering air targets.
Это достигается тем, что при способе сопровождения низколетящей маневрирующей воздушной цели, основанном на дискретном радиолокационном измерении координат и сглаживании параметров траектории цели с помощью α-β фильтра, на участках прямолинейного движения с коэффициентами усиления фильтра, обусловленными шумом состояния цели, которые определяют из соотношений по пеленгу α , по скорости изменения пеленга β , и изменении коэффициентов усиления фильтра на участках маневра цели, в момент вхождения на участок траектории, на котором по априорной информации о траекторных особенностях возможен маневр, сглаживают сигнал пеленга цели с коэффициентами усиления фильтра, установленными в соответствии с накопленной вероятностью маневра сопровождаемой цели: Рn= 1/(N-n+1), где N количество измерений на участке возможного маневра и n номер цикла сглаживания на участке возможного маневра, из соотношений по пеленгу
α(pn) + -1 (1) по скорости изменения пеленга β(Pn) - , где
a + 2 (2)
r (3) где дисперсия ошибок измерения пеленга;
a- максимальное ускорение цели по пеленгу на маневре;
Ром вероятность правильного обнаружения маневра;
То период обзора РЛС, а в момент обнаружения маневра цели сигнал пеленга однократно сглаживают с коэффициентами усиления фильтра α и β, из соотношения (1) и (2) со значением r из соотношения
r (4) где Рлом вероятность ложного обнаружения маневра, а на последующих циклах сглаживания параметры траектории цели сглаживают с коэффициентами усиления фильтра, которые определяют из соотношений
α
β где
α(n) β(n)
n= int где i 0, 1, 2, номер цикла после обнаружения маневра;
αm и βm коэффициенты усиления фильтра в момент обнаружения маневра цели.This is achieved by the fact that with the method of tracking a low-flying maneuvering air target based on discrete radar measurement of coordinates and smoothing the parameters of the target’s trajectory using an α-β filter, in sections of rectilinear motion with filter gains due to the noise of the target’s state, which are determined from the relations bearing α , by the rate of change of bearing β , and changing the filter gains in the areas of the target’s maneuver, at the moment of entering the section of the trajectory where maneuver is possible according to a priori information about the trajectory features, smooth the target bearing signal with filter gains established in accordance with the accumulated probability of the target’s maneuver: P n = 1 / (N-n + 1), where N is the number of measurements in the area of the possible maneuver and n is the number of the smoothing cycle in the area of the possible maneuver, from bearing ratios
α (p n ) + -1 (1) the rate of change of bearing β (P n ) - where
a + 2 (2)
r (3) where variance of bearing measurement errors;
a - maximum acceleration of the target in the bearing on the maneuver;
R om the probability of the correct detection of the maneuver;
T about the radar survey period, and at the moment of detecting the maneuver of the target, the bearing signal is smoothed out once with filter gains α and β, from relation (1) and (2) with the value r from relation
r (4) where Р scrap is the probability of false detection of the maneuver, and in subsequent smoothing cycles, the parameters of the target path are smoothed with the filter gains, which are determined from the relations
α
β Where
α (n ) β (n )
n = int where
α m and β m filter gains at the time the target maneuver is detected.
Известные способы сопровождения низколетящей маневрирующей воздушной цели не имеют признаков, сходных с признаками, отличающими предложенный способ от прототипа. Наличие вновь введенной последовательности действий позволяет повысить точность сопровождения за счет априорной информации о траектории сопровождения воздушной цели и минимизировать в связи с этим ошибки сопровождения, возникающие с пропуском маневра цели. Следовательно, заявленный способ удовлетворяет критериям "Новизны" и "Изобретательный уровень". Known methods of tracking low-flying maneuvering air targets do not have features similar to those that distinguish the proposed method from the prototype. The presence of a newly introduced sequence of actions makes it possible to increase tracking accuracy due to a priori information about the trajectory of tracking an air target and to minimize tracking errors resulting from missing a target’s maneuver. Therefore, the claimed method meets the criteria of "Novelty" and "Inventive step".
Возможность достижения положительного эффекта от предлагаемого способа с вновь введенными признаками, обусловлена компенсацией влияния динамической ошибки экстраполяции пеленга, определяемой маневром цели, пропущенным обнаружителем маневра, путем изменения коэффициентов усиления фильтра в соответствии с накопленной вероятностью маневра. The possibility of achieving a positive effect from the proposed method with newly introduced features is due to compensation for the influence of the dynamic error of bearing extrapolation, determined by the target maneuver missed by the maneuver detector, by changing the filter gain in accordance with the accumulated probability of maneuver.
На фиг. 1 приведена схема маневрирования цели; на фиг. 2 графики, иллюстрирующие эффективность предложенного способа; на фиг. 3 приведена электрическая структурная схема устройства, для осуществления предложенного способа. In FIG. 1 shows a diagram of maneuvering a target; in FIG. 2 graphs illustrating the effectiveness of the proposed method; in FIG. 3 shows the electrical structural diagram of a device for implementing the proposed method.
Поскольку любая внезапно появившаяся и обнаруженная, например, на корабле-носителе РЛС, низколетящая скоростная воздушная цель будет классифицирована как атакующая, правомерно предположить, что эта цель с высокой вероятностью повернет на корабль, выполняя маневр самонаведения. Другими словами, низколетящая скоростная воздушная цель для поражения корабля в определенный момент времени должна выполнить маневр, в результате которого курсовой параметр цели относительно корабля должен стать равным нулю. В связи с этим предположение об обязательном маневре цели является принципиально обоснованным. В дальнейшем будем рассматривать в качестве воздушной цели противокорабельную крылатую ракету (пкр), выполняющую маневр самонаведения. Since any suddenly appearing and detected, for example, on a radar carrier ship, a low-flying high-speed air target will be classified as an attacking one, it is legitimate to assume that this target will most likely turn onto the ship, performing a homing maneuver. In other words, a low-flying high-speed air target for hitting a ship at a certain point in time must perform a maneuver, as a result of which the target parameter of the target relative to the ship should become zero. In this regard, the assumption of mandatory target maneuver is fundamentally justified. In the future, we will consider an anti-ship cruise missile (PCR) as an air target, performing a homing maneuver.
Способ основан на использовании траекторных особенностей пкр на конечном участке траектории. The method is based on the use of trajectory features of the PCR in the final section of the trajectory.
Траектория пкр (см. фиг. 1) на дистанции от объекта поражения менее 30 км включает в себя три характерных участка траектории: прямолинейный участок до начала выполнения маневра самонаведения пкр; участок возможного маневра самонаведения; прямолинейный участок траектории после завершения маневра самонаведения. The PCR trajectory (see Fig. 1) at a distance from the target of less than 30 km includes three characteristic sections of the trajectory: a straight section before the PCR homing; site of a possible homing maneuver; straight section of the trajectory after the completion of the homing maneuver.
Известно, что маневр самонаведения пкр, например, типа "Гарпун", выполняется на дистанциях от корабля-цели 5, 3,20,2 км. It is known that the self-homing maneuvers of the PKR, for example, of the Harpoon type, are carried out at distances from the target ship of 5, 3.20.2 km.
Можно предположить, что на дистанциях больше 20,2 км вероятность маневра близка к нулю, и необходимость ограничения коэффициентов усиления фильтра обусловлена только наличием шума состояния цели. It can be assumed that at distances greater than 20.2 km, the probability of maneuver is close to zero, and the need to limit the filter gain is due only to the presence of noise in the target state.
При отсутствии априорных данных о применяемом противником способе стрельбы пкр в данной конкретной тактической ситуации, есть основания предполагать, что начало маневра самонаведения равновероятно в любой момент времени при нахождении пкр в интервале удалений от корабля Dmin 5,3 км и Dmax 20,2 км. Ракета преодолевает указанный интервал дальности за
t1= ≃ 50 c где V 290 м/с скорость полета пкр.In the absence of a priori data on the enemy’s method of firing PKR in this particular tactical situation, there is reason to believe that the beginning of a homing maneuver is equally probable at any time when the PKR is in the range of distances from the ship of D min 5.3 km and D max 20.2 km . The missile overcomes the specified range interval for
t 1 = ≃ 50 s where V 290 m / s flight speed pcr.
Следовательно, можно предполагать, что за время нахождения пкр на удалении от корабля, позволяющем ей начать маневр самонаведения, будет произведено N N +1 + 1 измерений ее координат. Поскольку маневр с равной вероятностью может начаться на любом межобзорном интервале, вероятность события, состоящего в начале маневра на n-м (n 1, 2,) интервале априорно равна
P
Если на (n-1)-м измерении координат начало маневра не обнаружено, то накопленная вероятность маневра на n-м измерении определяется соотношением
P=
Зависимость дисперсии ускорения пкр на маневре от накопленной вероятности может быть выражена следующим образом:
σ
Ром вероятность правильного обнаружения маневра.Therefore, it can be assumed that during the time the PCR is located at a distance from the ship, allowing it to begin homing maneuvers, NN +1 + 1 measurements of its coordinates. Since a maneuver with equal probability can begin on any inter-review interval, the probability of an event consisting at the beginning of a maneuver on the nth (
P
If the beginning of the maneuver is not detected in the (n-1) -th dimension of coordinates, then the accumulated probability of maneuver in the nth dimension is determined by the relation
P =
The dependence of the dispersion of the acceleration of PCR on the maneuver on the accumulated probability can be expressed as follows:
σ
Rm is the probability of the correct detection of the maneuver.
Зная дисперсию ускорения пкр (σ a), а также полагая известными значения ошибок измерения пеленга , можно рассчитать оптимальные для текущих соотношений дисперсии ошибок измерений координат, возмущающего пеленг ускорения и период обзора РЛС значения коэффициентов усиления фильтра: по пеленгу
α(Pn) (6) по скорости изменения пеленга β(Pn) где σo 2 дисперсия ошибок оценивания пеленга;
дисперсия ошибок измерения пеленга;
Rо коэффициент корреляции ошибок оценивания пеленга и скорости его изменения.Knowing the variance of the acceleration of the PCR (σ a ), as well as considering the known values of the errors of bearing measurement , it is possible to calculate the optimal for the current dispersion ratios of measurement errors of coordinates perturbing the acceleration bearing and the radar scan period of the filter gain values: from the bearing
α (P n ) (6) the rate of change of bearing β (P n ) where σ o 2 the variance of the estimation errors of the bearing;
variance of bearing measurement errors;
R about the correlation coefficient of the estimation errors of the bearing and its rate of change.
Значения σo и Rо определены следующими соотношениями
σ
Ro= (7)
Подставляя в соотношение (7) соотношения (2) и (3) получаем дисперсию ошибок оценивания пеленга и коэффициента корреляции ошибок оценивания пеленга и скорости его изменения, и, подставляя в выражение (6), получаем коэффициенты усиления фильтра, определяемые соотношением (1).The values of σ o and R about are defined by the following relations
σ
R o = (7)
Substituting relations (2) and (3) into relation (7), we obtain the variance of the bearing estimation errors and the correlation coefficient of the bearing estimation errors and its rate of change, and substituting into expression (6), we obtain the filter gains determined by relation (1).
Очевидно, что по мере приближения пкр с каждым обзором накопленнaя вероятность маневра увеличивается, что вызывает увеличение дисперсии ускорения пкр и соответственно влечет увеличение коэффициентов усиления фильтров α и β.Obviously, as the PCR approaches with each review, the accumulated probability of maneuver increases, which causes an increase in the dispersion of acceleration p cr and, accordingly, entails an increase in the gain of the filters α and β.
С обнаружением маневра накопленной вероятности маневра присваивают значение "единица", а дисперсию ускорения пкр вычисляют следующим образом:
= a
= a
При этом r вычисляют из соотношения (4), коэффициенты усиления фильтра приобретают максимальное значение. In this case, r is calculated from relation (4), the filter gains gain a maximum value.
Учитывая кратковременность маневра пкр (1. 3 с), достаточно одного сглаживания с увеличенными коэффициентами усиления (это подтверждают результаты имитационного моделирования). Given the short duration of the PCR maneuver (1. 3 s), one smoothing with increased amplification factors is sufficient (this is confirmed by the results of simulation modeling).
Процедура оценивания вероятности маневра выполняется в промежутке дальности от 20,2 до 5,3 км. The procedure for assessing the probability of maneuver is carried out in the range from 20.2 to 5.3 km.
После обнаружения маневра коэффициентам усиления фильтра по пеленгу присваивают значения, обусловленные только шумом состояния цели, коэффициенты усиления по дальности в течении всего времени сопровождения остаются постоянными, и их значения выбирают в соответствии с шумом состояния цели. After the maneuver is detected, the gain of the filter along the bearing is assigned values determined solely by the noise of the target state, the gain coefficients in range throughout the entire tracking time remain constant, and their values are selected in accordance with the noise of the target state.
На фиг. 3 приведено устройство автоматического сопровождения маневрирующей воздушной цели, реализующее предлагаемый способ. In FIG. 3 shows a device for automatically tracking a maneuvering air target that implements the proposed method.
Оно содержит датчик измеренных координат 1, блок сглаживания 2, блок экстраполяции 3, первый блок задержки 4, блок памяти 5, блок обнаружения маневра 6, блок сравнения 7, второй блок задержки 8, блок 9 вычисления коэффициентов усиления фильтра. It contains a sensor of measured
Устройство автоматического сопровождения маневрирующей воздушной цели состоит из последовательно соединенных датчика 1 измеренных координат, вход которого является входом устройства, выход датчика 1 измеренных координат соединен с 1-м входом блока 2 сглаживания и с 1-м входом блока 6 обнаружения маневра, выход блока 2 сглаживания соединен с входом блока 3 экстраполяции, 1-й выход блока 3 экстраполяции соединен с входом блока 7 сравнения и через блок 4 задержки с 4-м входом блока 2 сглаживания и с 2-м входом блока 6 обнаружения маневра, 2-й выход блока 3 экстраполяции является выходом устройства, выход блока 6 обнаружения маневра соединен с 2-м входом блока 9 вычисления коэффициентов усиления фильтра и через блок 8 задержки со 2-м входом блока 5 памяти и с 3-м входом блока 9 вычисления коэффициентов усиления фильтра, выход блока 7 сравнения соединен с 1-м входом блока 5 памяти и 1-м входом блока 9 вычисления коэффициентов усиления фильтра, выход блока 5 памяти соединен с 2-м входом блока 2 сглаживания, выход блока 9 вычисления коэффициентов усиления фильтра соединен с 3-м входом блока 2 сглаживания. The device for automatically tracking a maneuvering air target consists of a series-connected
Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.
Видеосигнал текущего n-го цикла измерения координат сопровождаемой цели с выхода приемного устройства поступает на вход устройства сопровождения и соответственно на датчик 1 измеренных координат. Датчик 1 измеренных координат производит преобразование видеосигнала из аналогового в цифровой вид, выделяет полезный сигнал и измеряет значения координат: пеленга (Пn) и дальности (Dn). Датчик 1 измеренных координат может быть реализован по одной из известных схем автоматического обнаружителя воздушных целей.The video signal of the current n-th cycle of measuring the coordinates of the tracking target from the output of the receiving device is fed to the input of the tracking device and, accordingly, to the
Значения измеренных координат цели (Пn и Dn) в виде сигнальных кодов подают на 1-й вход блока 2 сглаживания, который реализует следующим образом операцию обработки координат: при n 1 текущая оценка координат цели равна
= Mn, где Mn= Пn, D при n 2 текущая оценка параметров траектории цели равна
= Mn, V= (Mn-1-Mn)/To где То период обзора РЛС; при n>2 текущая оценка параметров траектории цели равна
= +α(M)
= +β(M)/T где α и β весовые коэффициенты (коэффициенты усиления фильтра);
и экстраполированные на один обзор оценки координат и скорости их изменения.The values of the measured coordinates of the target (P n and D n ) in the form of signal codes are fed to the 1st input of smoothing
= M n , where M n = P n , D when
= M n , V = (M n-1 -M n ) / T o where T is the radar survey period; for n> 2, the current estimate of the parameters of the target trajectory is
= + α (M )
= + β (M ) / T where α and β are weight coefficients (filter gains);
and estimates of coordinates and their rate of change extrapolated to one review.
С блока 2 сглаженные значения координат и скорости их изменения подают на вход блока 3 экстраполяции. From
Блок 3 экстраполяции осуществляет формирование экстраполированных на заданное время оценок параметров траектории:
= +VTэ; = где Тэ заданное значение временных интервалов экстраполяции.
= + V T e ; = where T e the specified value of the time intervals of extrapolation.
В данном устройстве Тэ То, Тэ Тцу. При этом экстраполированные на время значения координат с 1-го выхода поступают через блок 4 задержки на 4-й вход блока 2 сглаживания, где их используют для вычисления параметров траектории в следующем цикле, и на 2-й вход блока 6 обнаружения маневра, где их вычитают из измеренных значений пеленга, подаваемых на 1-й вход блока 6 обнаружения маневра из датчика 1 измеренных координат, и полученную разность сравнивают с порогом следующим образом:
Пn-> ρ
Значения порога ρ выбирают по соображениям требуемой вероятности ложного обнаружения маневра.In this device, T e T o , T e T tsu . In this case, the coordinate values extrapolated for a while from the 1st output arrive through
P n - > ρ
The threshold ρ is chosen for reasons of the required probability of false detection of the maneuver.
С того же выхода экстраполированные координаты поступают на вход блока 7 сравнения, где сравнивают значения экстраполированной дальности с интервалом дальности возможного маневра от 5,3 до 20,2 км. From the same output, the extrapolated coordinates go to the input of the
Экстраполированные на время Тэ значения координат подают на 2-й выход блока 3 экстраполяции (выход устройства) и используют для формирования и выдачи данных целеуказания потребителей.The values of coordinates extrapolated to the time T e are supplied to the 2nd output of extrapolation unit 3 (device output) and used to generate and issue target designation data to consumers.
В блоке 7 сравнения вырабатывается сигнал логической единицы, если значения экстраполированной дальности лежит в интервале возможного манера, который с выхода блока 7 сравнения поступает на 1-й вход блока 5 памяти, запрещая при этом выдачу коэффициентов усиления фильтра в блок 2 сглаживания, в тоже время этот же сигнал поступает на 1-й вход блока 9 вычисления коэффициентов усиления фильтра и инициирует выдачу коэффициентов усиления в блок 2 сглаживания. Если значения экстраполированной дальности не лежат в пределах интервала дальности возможного маневра, то вырабатывается сигнал логического нуля, запрещающий выдачу коэффициентов усиления из блока 9 вычисления коэффициентов усиления фильтра и инициирующий выдачу коэффициентов усиления из блока 5 памяти. In the
В блоке 5 памяти хранятся коэффициенты усиления фильтра, значения которых обусловлены шумом состояния цели. In
В блоке 9 вычисления коэффициентов усиления фильтра коэффициенты усиления вычисляют в случае прихода сигнала логической единицы и отсутствия сигнала об обнаружении маневра по соотношениям (1), (2) и (3), а в случае прихода сигнала "обнаружен маневр" по соотношениям (1), (2) и (4). In
В блоке 6 вырабатывается сигнал "обнаружен маневр" и поступает в блок 9 вычисления коэффициентов усиления фильтра, этот же сигнал поступает на блок 8 задержки и задержанный на один период обзора поступает на блоки 5 и 9 памяти и вычисления коэффициентов усиления фильтра. In
Эффективность предложенного способа оценена методом имитационного моделирования при следующих исходных данных:
Дальность пуска пкр типа "гарпун" 100 км;
Перегрузка пкр на маневре 4 g;
Продолжительность маневра 4 с;
Период обзора РЛС 2с;
Маневр начинается в интервале между 13 и 14 обзорами.The effectiveness of the proposed method was evaluated by simulation using the following initial data:
The launch range of the harpoon type PKR is 100 km;
PCR overload on 4 g maneuver;
Maneuver duration 4 s;
Radar 2c review period;
The maneuver begins between 13 and 14 reviews.
На фиг. 2 приведена зависимость нормированной ошибки экстраполяции координаты на один обзор от номера измерения где:
1 предлагаемый способ;
2 известный способ.In FIG. 2 shows the dependence of the normalized error of the extrapolation of the coordinate for one review from the measurement number where:
1 proposed method;
2 known method.
При осуществлении предлагаемого способа точность экстраполяции координаты увеличивается в два раза. When implementing the proposed method, the accuracy of the extrapolation of the coordinate is doubled.
Claims (1)
где j текущий цикл сглаживания;
по скорости изменения пеленга
и изменении коэффициентом усиления фильтра на участках маневра цели, отличающийся тем, что в момент вхождения на участок траектории, накотором по априорной информации о траекторных особенностях цели возможен маневр, сглаживают сигнал пеленга цели с коэффицциентами усиления фильтра, установленными в соответствии с накопленной вероятностью маневра сопровождаемой цели,
Pn (N n + 1),
где N количество измерений на участке возможного маневра;
n номер цикла сглаживания на участке сглаживания на участке возможного маневра из соотношений по пеленгу (1)
по скорости изменения пеленга (2)
где σ
aβ максимальное ускорение цели по пеленгу на маневре;
Pо . м вероятность правильного обнаружения маневра;
Tо период обзора РЛС,
а в момент времени обнаружения маневра цели сигнал пеленга однократно сглаживают с коэффициентами усиления фильтра a и b из соотношений (1) и (2), со значением r из соотношения
где Pл . о . м вероятность ложного обнаружения маневра, а на последующих циклах сглаживания параметры траектории сглаживают с коэффициентами усиления фильтра, значения которых соответствуют последующим номерам текущего цикла сглаживания, которые определяют из соотношения
где i 0, 1, 2, номер цикла после обнаружения маневра;
установленная память фильтра, обусловленная шумом состояния цели;
αm и βm коэффициента усиления фильтра в момент маневра цели.METHOD FOR SUPPORTING A MANEUVING AIR TARGET based on discrete radar coordinate measurement, smoothing target path parameters using an α-β filter in sections of rectilinear motion with filter amplifier coefficients due to target state noise, which are determined from the relations:
where j is the current smoothing cycle;
by bearing change rate
and a change in the filter gain in the areas of the target’s maneuver, characterized in that at the moment of entering the section of the trajectory, which can be maneuvered according to a priori information about the path features of the target, the target bearing signal is smoothed out with filter gain coefficients set in accordance with the accumulated probability of the target’s maneuver ,
P n (N n + 1),
where N is the number of measurements on the site of a possible maneuver;
n number of the smoothing cycle in the smoothing area in the area of possible maneuver from bearing ratios (1)
by bearing change rate (2)
where σ
a β maximum acceleration of the target by bearing on the maneuver;
P about . m probability of correct detection of maneuver;
T about the radar review period,
and at the time of detection of the target’s maneuver, the bearing signal is smoothed out once with the filter gains a and b from relations (1) and (2), with the value r from the relation
where P L. about . m is the probability of a false detection of a maneuver, and in subsequent smoothing cycles, the trajectory parameters are smoothed out with filter gains, the values of which correspond to the subsequent numbers of the current smoothing cycle, which are determined from the relation
where i 0, 1, 2, cycle number after detecting the maneuver;
the installed filter memory due to the noise of the target state;
α m and β m filter gain at the time of maneuver of the target.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93038324A RU2048684C1 (en) | 1993-03-27 | 1993-03-27 | Method for tracking maneuvering aerial target |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93038324A RU2048684C1 (en) | 1993-03-27 | 1993-03-27 | Method for tracking maneuvering aerial target |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2048684C1 true RU2048684C1 (en) | 1995-11-20 |
RU93038324A RU93038324A (en) | 1996-05-27 |
Family
ID=20145657
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93038324A RU2048684C1 (en) | 1993-03-27 | 1993-03-27 | Method for tracking maneuvering aerial target |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2048684C1 (en) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20110200228A1 (en) * | 2008-08-28 | 2011-08-18 | Saab Ab | Target tracking system and a method for tracking a target |
RU2499278C1 (en) * | 2012-07-19 | 2013-11-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Владивостокский государственный университет экономики и сервиса (ВГУЭС) | Method of tracking path of moving ship |
RU2631766C1 (en) * | 2016-10-10 | 2017-09-26 | Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Рубин" (АО "НПП "Рубин") | Three-dimensional adaptive alpha-beta filter |
CN108037490A (en) * | 2017-11-30 | 2018-05-15 | 中煤航测遥感集团有限公司 | Ground Penetrating Radar Linear Positioning Accuracy Measurement Methods and system |
RU2703277C1 (en) * | 2018-08-20 | 2019-10-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Device for determining duration of tracking interval |
RU2815305C1 (en) * | 2023-09-15 | 2024-03-13 | Акционерное общество Центральное конструкторское бюро аппаратостроения | Method and device for supporting maneuvering targets in survey doppler radar |
-
1993
- 1993-03-27 RU RU93038324A patent/RU2048684C1/en active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
1. Кузьмин С.З. Основы проектирования систем цифровой обработки радиолокационной информации, М.; Радио и связь, 1986, с.169 - 172. * |
2. Цифровая обработка радиолокационной информации, М.: Сов. радио, 1967, с.317 - 324. * |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20110200228A1 (en) * | 2008-08-28 | 2011-08-18 | Saab Ab | Target tracking system and a method for tracking a target |
US9213087B2 (en) * | 2008-08-28 | 2015-12-15 | Saab Ab | Target tracking system and a method for tracking a target |
RU2499278C1 (en) * | 2012-07-19 | 2013-11-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Владивостокский государственный университет экономики и сервиса (ВГУЭС) | Method of tracking path of moving ship |
RU2631766C1 (en) * | 2016-10-10 | 2017-09-26 | Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Рубин" (АО "НПП "Рубин") | Three-dimensional adaptive alpha-beta filter |
CN108037490A (en) * | 2017-11-30 | 2018-05-15 | 中煤航测遥感集团有限公司 | Ground Penetrating Radar Linear Positioning Accuracy Measurement Methods and system |
CN108037490B (en) * | 2017-11-30 | 2020-07-24 | 中煤航测遥感集团有限公司 | Method and system for detecting positioning accuracy of ground penetrating radar |
RU2703277C1 (en) * | 2018-08-20 | 2019-10-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Device for determining duration of tracking interval |
RU2815305C1 (en) * | 2023-09-15 | 2024-03-13 | Акционерное общество Центральное конструкторское бюро аппаратостроения | Method and device for supporting maneuvering targets in survey doppler radar |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0399180B1 (en) | Method and apparatus for search and tracking of targets | |
EP1980873A2 (en) | History or image based methods for altitude determination in a radar altimeter | |
JP5551169B2 (en) | All-digital line-of-sight (LOS) processor architecture | |
CA2671202A1 (en) | Method for estimating the elevation angle of a ballistic projectile | |
US7768448B2 (en) | Enhanced line-of-sight (LOS) processing for all-digital LOS processor | |
CN107219519B (en) | Method for fitting trajectory curve of continuous-firing gun | |
RU2048684C1 (en) | Method for tracking maneuvering aerial target | |
KR102011959B1 (en) | Method and Apparatus for Processing Radar Received Signal for Detecting Interference Signals in Pulse Compression Process | |
US7187320B1 (en) | Matched maneuver detector | |
US4444110A (en) | Arrangement for generating a firing signal for overflight-flying bodies | |
US6487519B1 (en) | System and method for time-to-intercept determination | |
RU2684440C1 (en) | Method of obtaining objects detected by several systems | |
CN116299206A (en) | Self-adaptive STC control method based on accurate estimation of unit clutter spectrum | |
KR102320594B1 (en) | Method for processing Radar Signal for Long-Range High Speed or High Acceleration Target Detection and Apparatus Therefor | |
US3438034A (en) | Devices for treating signals | |
RU2710202C1 (en) | Method for radar detection of a trajectory of a target | |
US4152700A (en) | Radar extractor having means for estimating target location with a range cell | |
RU2250476C2 (en) | Measuring of a shell's initial speed mode and device for its realization | |
RU2615784C1 (en) | Method and device for radar detection of ballistic facility manoeuvre by sampling of range squares | |
RU2634786C1 (en) | Method for determining noisy object maneuver | |
SE509699C2 (en) | Ignition device for tanks | |
RU2632476C2 (en) | Method for detecting maneuver of ballistic object by sampling products of distance and radial speed and device for its implementation | |
EP1360450B1 (en) | A system and method for time-to-intercept determination | |
RU2052836C1 (en) | Method of and device for selecting signals of radar targets in tracking strobe | |
US8149159B1 (en) | Radar coasting during data dropout |