СПОСОБ ОДНОЛУЧЕВОГО ИЗМЕРЕНИЯ ВЫСОТЫ И СОСТАВЛЯЮЩИХ СКОРОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО РАДИОВЫСОТОМЕРА, РЕАЛИЗУЮЩЕГО СПОСОБ

Предлагаемое изобретение относится к радиолокации, в частности к бортовым радиолокационным измерителям высоты и скорости летательного аппарата (ЛА) относительно земной поверхности.

Изобретение может быть использовано на разных ЛА, в том числе на вертолетах на участке пилотирования и проведения монтажных работ. Результаты измерений высоты и скорости могут быть так же использованы для коррекции уходов бортовой инерциальной навигационной системы (ИНС).

Для безопасной навигации ЛА широко используются траекторные измерения высоты и скорости полета ЛА. Задачу таких измерений обычно выполняет радиовысотомер и радиолокационный измеритель скорости. Имеются варианты построения радиовысотомеров и измерителей скорости, в том числе выполнения их функций как разными устройствами, так и одним устройством.

Известные доплеровские измерители составляющих скорости (ДИСС) излучают зодирующий сигнал и принимают отраженный через три или четыре коммутируемые не компланарные лучи антенной системы, по каждому лучу доплеровским способом измеряют радиальные скорости ЛА, на основании этих измерений с учетом известного направления лучей через решение системы уравнений определяются составляющие скорости ЛА в связанной системе координат.

Повышение точности измерения скорости ЛА в ДИСС может быть получено за счет повышения точности измерения радиальных скоростей. В [1] это достигается тем, что по лучу передающей антенны излучается пара импульсных последовательностей, имеющих одинаковые длительность, период следования и взаимно инверсные законы изменения частоты манипуляции во времени. Шаг перестройки частоты в каждой последовательности обратно пропорционален длительности зондирующего импульса τ. Отраженный сигнал принимается лучом приемной антенны в интервале между зондирующими импульсами, переносится на нулевую частоту с одновременным получением квадратурных составляющих сигнала, оцифровывают и записывают в массивы s₁(m,n) и s₂(m,n) в координатах дальность m - номер периода n, далее на основании гипотезы о значении радиальной скорости V для первого массива s₁(m,n) вычисляют фазокомпенсирующую функцию exp(jФ(n, V)), для второго массива s₂(m,n)-exp(jФ(N-n-1, V), которые компенсируют доплеровский сдвиг отраженных сигналов соответствующих массивов, преобразуют с помощью фазокомпенсирующих функций массивы S₁(m,n) и s₂(m,n) в массивы u₁(m,n) и u₂(m,n), находят спектры преобразованных сигналов F₁(m,k) и F₂(m,k), по которым находят модуль их взаимной корреляции C(V). Перебором гипотез о значении радиальной скорости V находят оценку скорости, соответствующую максимуму взаимной корреляции C(V).

Способ [1] позволяет уменьшить время наблюдения для оценки скорости ЛА с допустимой флюктуационной погрешностью за счет использования широкополосных зондирующих сигналов и взаимно корреляционной обработки дальностных реализаций отраженных сигналов с взаимно инверсными законами модуляции.

Применение способа [1] при измерении скорости ЛА аналогично, как и в других вариантах ДИСС, не решает вопроса снижения влияния структуры отражающей поверхности на точность измерения и устойчивость работы над спокойной морской поверхностью. Габаритные размеры антенной системы велики по сравнению с антенной системой радиовысотомера и соответствуют габаритным размерам антенны ДИСС.

Способ измерения скорости ЛА относительно земной поверхности [2] включает применение на борту ЛА радиолокационной станции (РЛС), выполняющей с интервалом τ сеансы пространственно временных измерений дальности до земной поверхности R(Qаз, Qум) под ЛА, где R - дальность до разрешаемого элемента поверхности, (Qаз - угол азимута, Qум - угол места - угловые координаты разрешаемого элемента поверхности в связанной системе координат; измеренные кадры R(Qаз, Qум) с учетом данных ИНС о угловом положении ЛА и высоте ЛА относительно эталонного уровня моря Н_инс преобразуют в соответствующие кадры z(x,y) высот рельефа местности в земной системе координат. Согласно способу находят скорость ЛА V в следующей последовательности: 1) вычисляют по двум соседним кадрам усредненный и разностный δZ=z₁-z₂ кадры высот, 2) по усредненному кадру высот Z вычисляют вектор производных высоты рельефа в каждой (i, j)-той точке кадра, 3) находится вектор смещения положения ЛА между соседними кадрами D=(Σ_k M_k)^-1 Σ_k S_k δZ_k, где k - индекс, соответствующей номеру (i, j)-той точки кадра, , матрица M_k=S_kS_k ^T, 4) вычисляют вектор скорости ЛА V=D/τ, где τ - время между соседними кадрами измерения.

Результаты последовательных оценок скорости ЛА V совместно с данными о скорости V_инс, измеренной ИНС, фильтруются фильтром Калмана с получением скорректированной оценки составляющих скорости ЛА.

Достоинством способа является возможность реализовать измерение составляющих вектора скорости при зондировании земной поверхности на близких к вертикали углах, что обеспечивает устойчивую работу радиолокационного измерения над морской поверхностью не зависимо от ее состояния. Одиночная оценка составляющих скорости вычисляется по большому числу точек наблюдаемого кадра, соответственно это повышает ее точность и достоверность.

Недостатком способа и устройства является необходимость использования внешней информации ИНС о угловом положении носителя для получения оценок высоты разрешаемых элементов сцены в земной системе координат. Кроме того для измерения углового положения разрешаемых элементов сцены требуются относительно большие габариты антенной системы.

Известен способ измерения составляющих скорости ЛА [3], взятый в качестве прототипа, в котором используются данные радиолокационных изображений (РЛИ) подстилающей земной поверхности от когерентной РЛС моноимпульсного типа при переднебоковом обзоре. Согласно способу получают РЛИ подстилающей поверхности при разных (более двух) положениях лучей антенной системы, отличающихся по азимуту и углу места, в координатах дальность - доплеровская частота, пеленгуют яркие точки РЛИ по азимуту и углу места моноимпульсным методом, при полете над ровной горизонтальной или водной поверхностью угол места ярких точек определяется из данных внешних измерений высоты ЛА, выполняемых радиовысотомером, и наклонной дальности, определяют невязку ΔF оценки доплеровского смещения сигнала с данными, определяемыми скоростью ЛА по данным ИНС, и измеренными угловыми положениями ярких точек. Ошибка измерения трех компонент вектора скорости ЛА в ИНС находится расчетом, учитывающим невязку оценки доплеровского смещения ΔF и матрицу координат К ярких точек размерностью K*3. За счет пеленгации ярких точек исключаются ошибки, присущие доплеровским измерителям скорости, обусловленные влиянием отражающих свойств подстилающей поверхности.

Достоинством способа является повышенная точность измерения за счет селекции множества ярких точек поверхности Земли в координатах дальность - доплеровская частота, оценки их угловых координат при разных положениях оси диаграммы направленности антенной системы и индивидуального учета из вклада в оценку составляющих скорости.

Недостатком способа является то, что для его реализации требуется сложная, перестраиваемая по углу моноимпульсная антенная система переднебокового визирования с относительно большими габаритами, для измерения высоты используется отдельная антенная система, приемопередатчик и устройство обработки.

Целью предлагаемого изобретения является однолучевое измерение высоты и составляющих скорости ЛА на базе радиовысотомера при сниженных габаритах антенной системы.

Поставленная цель достигается за счет вертикального зондирования земной поверхности радиолокационным сигналом через широконаправленную антенну, когерентного приема отраженного сигнала с получением двумерного радиолокационного изображения (РЛИ) местности в координатах дальность - доплеровская частота, первичной оценки высоты ЛА как минимальную, усредненную по нескольким измерениям дальность до разрешаемых участков РЛИ, мощность отраженного сигнала от которых превышает порог обнаружения, селекции РЛИ в окне дальностей, начальное положение которого соответствует предварительной оценке высоты ЛА, сниженной на удвоенную априорно известную величину ее погрешности, а конец - положению максимально удаленного участка кадра РЛИ, мощность отраженного сигнала от которого превышает порог обнаружения, нахождения кривой максимального контраста РЛИ n_R(k_F) в координатах дальность - доплеровская частота, расчета кривых максимального контраста для всех априорно возможных комбинаций высоты Н, путевой V_П и вертикальной V_B составляющих скорости, перебора гипотез и нахождения гипотезы, обеспечивающей минимум суммы квадратов разности точек гипотетической кривой максимального контраста от точек кривой максимального контраста, полученную по РЛИ.

Предлагаемый способ измерения составляющих скорости ЛА заключается в следующем.

Через широко направленную антенну радиовысотомера проводят вертикальное зондирование земной поверхности,

Когерентно принимают отраженный сигнал и получают двумерное радиолокационное изображение (РЛИ) местности в координатах дальность - доплеровская частота, при этом разрешение РЛИ по доплеровской частоте δ_F должно соответствовать расчетному интервалу когерентного накопления Т:

где L_CTi - ширина i-того разрешаемого кольца дальности на облучаемой земной поверхности;

δ_R - разрешение сигнала по дальности;

i - номер разрешаемого кольца дальности, отсчитанный от элемента дальности n_h, соответствующего высоте Н, ;

V_П - путевая скорость ЛА.

Получают первичную оценку высоты летательного аппарата Н как минимальную усредненную дальность до разрешаемых элементов РЛИ, мощность отраженного сигнала от которых превышает порог обнаружения;

Селектируют РЛИ в окне дальностей, начальное положение которого соответствует предварительной оценке высоты ЛА Н_П, сниженной на удвоенную априорно известную величину ее погрешности Δ, а конец - положению максимально удаленного разрешаемого элемента РЛИ, мощность отраженного сигнала от которого превышает порог обнаружения;

Находят дисперсии шума и сигнала с шумом в каждом сечении кадра РЛИ по частоте k_F исходя из предположения о положении скачка мощности сигнала на дальности n=n(k_F):

где - комплексная амплитуда сигнала, отраженного (k, k_F) элементом РЛИ;

|| - модуль комплексного числа;

Р_ПР(n, k_F) - мощность сигнала, отраженного (k, k_F) элементом РЛИ;

k - индекс дальности;

k_F - индекс доплеровскои частоты; ;

n - гипотеза положения скачка мощности сигнала по дальности;

K - длина реализации отселектированного участка РЛИ по дальности, выраженная в числе разрешаемых элементов δ_R.

Вид реализаций спектров сигнала на дальностях i=0, 1 и 3 и соответствующие сглаженные кривые огибающих спектра приведены на фиг.1. Границам спектров на каждой дальности соответствуют скачки спектральной мощности сигнала.

Вычисляют весовую сумму - функционал соответствия - L^Y(z/n, k_F) принятой огибающей амплитуды отраженного сигнала z на частоте k_F гипотезе (n, k_F) положения скачка мощности на дальности n при доплеровской частоте k_F:

Данное выражение получено в Приложении 1.

Вид сечения функционала соответствия при известном значении высоты i=0 и вертикальной скорости V_B=-5 м/с в зависимости от путевой скорости приведен на фиг.2.

Находят положение скачка дисперсии сигнала РЛИ (n_R, k_F) по гипотезе, дающей максимум функционала соответствия L^Y(z/n, k_F).

По результатам определения скачка на всех сечениях k_F кадра РЛИ получают кривую n_R(k_F) максимального контраста наблюдаемого РЛИ.

Рассчитывают кривую максимального контраста для гипотезы (k_F, V_П, V_B, H) значений высоты Н, путевой V_П и вертикальной V_B составляющих скорости ЛА:

где λ - длина волны зондирующего сигнала.

Кривая максимального контраста гипотезы (5) получена аналитически на основании зависимости мощности отраженного сигнала от наклонной дальности n_R, высоты полета Н, вертикальной V_B и путевой V_П составляющих скорости ЛА.

Значения высоты берутся в диапазоне Н_П±2Δ, где Δ - погрешность первичной оценки высоты, значения вертикальной V_B и путевой V_П скорости в соответствующих априорно известных диапазонах. Максимум значения ограничивают максимальной дальностью до границ кривой максимального контраста РЛИ n_R(k_F).

Сравнивают расчетную кривую максимального контраста гипотезы с кривой максимального контраста РЛИ n_R(k_F) с оценкой суммы квадратов разности их значений:

Перебором гипотез о значениях скоростей V_П, V_B и высоты H находят гипотезу, соответствующую минимуму суммы квадратов разности, соответственно значения составляющих скорости V_П, V_B и высоты H.

Моделированием получены зависимости средне квадратичной ошибки (СКО) измерения путевой V_П и вертикальной V_B скорости от высоты Н и путевой V_П скорости (фиг.3 и 4). Зависимости показывают уменьшение СКО измерения скорости с ростом высоты, связанную с увеличением числа точек на кривых максимального контраста. Там же видно, что СКО измерения скорости коррелированна с путевой скоростью ЛА.

Прототипом радиовысотомера-измерителя высоты и скорости является устройство [3], в котором когерентная моноимпульсная РЛС по умолчанию содержит когерентный приемопередатчик, моноимпульсную приемопередающую антенную систему с системой сканирования по азимуту и углу места, схему управления сканированием, пороговый обнаружитель и вычислитель угловых координат ярких точек сцены. Когерентный приемопередатчик выдает на пороговый обнаружитель и вычислитель угловых координат двумерные РЛИ в координатах дальность - доплеровская частота, по которым выполняются пороговое обнаружение ярких точек сцены и определяются их угловые положения в связанной системе координат. Пеленги ярких точек и доплеровские сдвиги отраженных от них сигналов выдаются в бортовую вычислительную машину (БЦВМ). БЦВМ определяет угловое положение ярких точек в нормальной системе координат ИНС, невязку ΔF оценки доплеровского смещения сигнала ярких точек с расчетными данными, определяемыми скоростью ЛА, измеренной ИНС, и угловыми координатами ярких точек в нормальной системе координат. По невязке ΔF БЦВМ с рассчитывает ошибку измерения трех компонент вектора скорости ЛА в ИНС.

Сущность изобретения радиовысотомера, реализующего способ измерения высоты и составляющих скорости, поясняется дальнейшим описанием, приложением и чертежами.

В приложении 1 дано описание адаптивного алгоритма оценки положения скачка мощности отраженного сигнала.

На фиг.1 изображен вид спектров РЛИ на нескольких дальностях.

На фиг.2 изображен вид сечения функционала соответствия в зависимости от гипотезы значения путевой скорости.

На фиг.3 приведены результаты моделирования СКО ошибки измерения путевой скорости.

На фиг.4 приведены результаты моделирования СКО ошибки измерения вертикальной скорости.

На фиг.5 изображена структурная схема радиовысотомера-измерителя высоты и скорости.

На фиг.6 изображен вариант когерентного приемопередатчика с непрерывным ЛЧМ сигналом [5].

На фиг 5 приняты следующие обозначения:

1 - Когерентный приемо передатчик (КПП);

2 - Измеритель высоты (ИВ);

3 - Схема управления вычислением высоты и скорости (СУВС);

4 - Вычислитель суммы квадратов разности (ВСКР);

5 - Передающая антенна (А1);

6 - Приемная антенна (А2);

7 - Вычислитель функционала соответствия (ВФС);

8 - Вычислитель кривой максимального контраста гипотезы (ВККГ);

9 - Вычислитель дисперсии шума (ВДШ);

10 - Вычислитель дисперсии сигнала с шумом (ВДСШ).

На фиг.5 последовательно соединены приемная антенна 6, когерентный приемопередатчик 1, измеритель высоты 2, схема управления вычислением высоты и скорости 3, вычислитель дисперсии сигнала с шумом 10 и вычислитель функционала соответствия 7, последовательно соединены вычислитель кривой максимального контраста гипотезы 8 и вычислитель суммы квадратов разности 4, второй выход когерентного приемопередатчика 1 соединен с входом передающей антенны, выход вычислителя дисперсии шума 9 соединен с вторым входом вычислителя функционала соответствия 7, выход которого соединен с третьим входом схемы управления вычислением высоты и скорости 3, выход когерентного приемопередатчика 1 соединен с вторыми входами вычислителей дисперсии шума 9 и сигнала с шумом 10, первый вход вычислителя дисперсии шума 9 соединен с третьим выходом схемы управления вычислением высоты и скорости 3, четвертый выход схемы управления вычислением высоты и скорости 3 соединен с входом вычислителя кривой максимального контраста гипотезы 8, второй выход схемы управления вычислением высоты и скорости 3 соединен с одноименным входом вычислителя суммы квадратов разности 4, выход вычислителя суммы квадратов разности 4 соединен с вторым входом схемы управления вычислением высоты и скорости 3, первый выход которой является выходом устройства.

На фиг.6 приняты следующие обозначения:

1.1 Формирователь квадратурного видео частотного ЧМ сигнала (ФКВЧМ),

1.2 Квадратурный балансный смеситель (КБС),

1.3 Первый полосовой фильтр (ПФ1),

1.4 Смеситель сдвига (СмСД),

1.5 Синтезатор частот (СЧ),

1.6 Умножитель частоты (Уч),

1.7 Усилитель мощности (Ум),

1.8 Второй полосовой фильтр (ПФ2),

1.9 Вычислитель (ВУ),

1.10 Усилитель низкой частоты (УНЧ),

1.11 Смеситель (См),

1.12 Направленный ответвитель (НО),

1.13 Аналого-цифровой преобразователь (АЦП),

1.14 Вторая (приемная) антенна (А2),

1.15 Первая (передающая) антенна (А1).

На фиг. 6 последовательно соединены вычислитель 1.9, формирователь квадратурного видео частотного ЧМ сигнала 1.1, квадратурный балансный смеситель 1.2, первый полосовой фильтр 1.3, смеситель сдвига 1.4, умножитель частоты 1.6, усилитель мощности 1.7, второй полосовой фильтр 1.8, направленный ответвитель 1.12, смеситель 1.11, усилитель низкой частоты 1.10 и аналого-цифровой преобразователь 1.13, второй выход формирователя видео частотного ЧМ сигнала 1.1 соединен с одноименным входом квадратурного балансного смесителя 1.2, первый выход направленного ответвителя 1.12 соединен с входом передающей антенны 1.15, выход приемной антенны 1.14 соединен с вторым входом смесителя 1.11, первый выход синтезатора частот 1.5 соединен с одноименным входом формирователя квадратурного видео частотного ЧМ сигнала 1.1, второй выход синтезатора частот 1.5 соединен с третьим входом квадратурного балансного смесителя 1.2, третий выход синтезатора частоты 1.5 соединен с первым входом смесителя сдвига 1.4, четвертый выход синтезатора частот 1.5 соединен с вторым входом аналого-цифрового преобразователя 1.13, первый вход-выход вычислительного устройства является входом-выходом когерентного приемопередатчика 1.

Все элементы устройства, изображенного на фиг.5 известны, освоены и выпускаются промышленностью, измеритель высоты 2, схема управлением вычислением скорости 3, вычислитель функционала соответствия 7, вычислитель кривой максимального контраста гипотезы 8, вычислитель дисперсии шума 9 и вычислитель дисперсии сигнала с шумом 10 могут быть выполнены на основе единой бортовой вычислительной машины ВБ-480-01.

Работа радиовысотомера-измерителя высоты и скорости происходит в следующей последовательности.

Когерентный приемопередатчик 1 с непрерывным излучением формирует на втором выходе зондирующий сигнал, который излучается через передающую антенну 5 вертикально в сторону земной поверхности, отраженный сигнал принимается приемной антенной 6, ориентированной параллельно направлению передающей антенны. На выходе когерентного приемопередатчика 1 формируется РЛИ сцены в координатах дальность - доплеровская частота. РЛИ поступает на измеритель высоты 2 и вторые входы вычислителей дисперсии шума 9 и сигнала с шумом 10. Измеритель высоты 2 по каждому РЛИ формирует первичную грубую оценку высоты Н_П. В качестве варианта она может быть определена как минимальная дальность до разрешаемых элементов РЛИ, сигнал от которых превысил порог обнаружения с заданной вероятностью ложной тревоги. Усредненная по нескольким измерениям первичная оценка высоты H_П с измерителя высоты 2 поступает на первый вход схемы управления вычислением высоты и скорости 3, которая формирует гипотезы (k_F, V_П, V_B, Н) о доплеровской частоте k_F, высоте полета H, значениях путевой V_П и вертикальной скорости V_B. Начальная гипотеза о высоте H берется равной H_П-2Δ, где Δ - максимальная ошибка измерения первичной оценки высоты.

Значения гипотезы (k_F, V_П, V_B, H) с четвертого выхода схемы управления вычислением высоты и скорости 3 поступают на вход вычислителя кривой максимального контраста гипотезы 8, которая по выражению (5) вычисляет кривую максимального контраста , соответствующую гипотезе.

По данным принятого РЛИ схема управления вычислением высоты и скорости 3 организует вычисление кривой максимального контраста РЛИ n_R(k_F) в следующей последовательности. Схема управления вычислением высоты и скорости 3 выдает через третий выход гипотезу (n, k_F) о дальности точки кривой максимального контраста РЛИ n на доплеровской частоте k_F на вычислители дисперсии шума 9 и сигнала с шумом 10, которые по РЛИ , приходящего с первого выхода когерентного приемопередатчика 1, по выражениям (2) и (3) вычисляют соответствующие дисперсии шума и сигнала с шумом :

и .

Значения и поступают на соответствующие входы вычислителя функционала соответствия 7, где по выражению (4) для точки (n, k_F). получают значение функционала соответствия L^Y{z/n, k_F}:

;

Анализом значений функционала соответствия L^Y{z/n, k_F} на доплеровской частоте k_F схема управления вычислением высоты и скорости 3 находит гипотезу, соответствующую максимуму L^Y{z/n, k_F}, соответственно точку кривой максимального контраста РЛИ (n_R, k_F). Значения n_R, полученные схемой управления вычислением высоты и скорости 3 для всех доплеровских частот k_F, образуют кривую максимального контраста РЛИ n_R(k_F).

Полученная кривая максимального контраста РЛИ n_R(k_F) выдается на второй вход вычислителя суммы квадратов разности 4, который вычисляет по выражению (6) отличие от нее расчетной кривой , приходящей с вычислителя кривой максимального контраста гипотезы 8. Результат вычисления поступает на схему управления вычислением высоты и скорости 3, которая перебором гипотез находит гипотезу (H, V_П, V_B), для которой сумма квадратов разности

;

минимальна, соответственно оценку высоты и составляющих скорости (H, V_П, V_B). Измеренные составляющие скорости (V_П, V_B) и уточненная высота Н выдаются схемой управления вычислением высоты и скорости 3 через первый выход потребителю.

Вариантом когерентного приемопередатчика 1 может быть когерентный приемопередатчик с непрерывным ЛЧМ сигналом [4], схема его приведена на фиг.6. Работа его описана в [4] и здесь не приводится.

Техническим преимуществом предлагаемого способа и устройства является возможность измерения высоты и скорости летательного аппарата одним устройством на базе радиовысотомера с однонаправленной малогабаритной антенной системой. За счет использования большого числа разрешаемых элементов поверхности способ и устройство обладают сниженной средне квадратичной ошибкой измерения составляющих высоты и скорости, кроме того за счет вертикального зондирования обеспечивается устойчивая работа над разными видами подстилающей поверхности, включая морскую.

Пользуясь сведениями, представленными в материалах заявки, предлагаемый радиовысотомер - измеритель высоты и составляющих скорости летательного аппарата может быть изготовлен по существующей, известной в радиопромышленности технологии на базе известных комплектующих изделий и использован при навигации различных летательных аппаратов, в том числе вертолетов на участке пилотирования и проведения монтажных работ.

Приложение 1

Адаптивный алгоритм определения положения скачка мощности отраженного сигнала

Совместная условная плотность вероятности выборок сигнала согласованного фильтра W и следовательно функционал правдоподобия , описываются выражениями:

где - модуль амплитуды отраженного сигнала от (k, k_F) элемента разрешения;

- дисперсия шума в (n, k_F) элементе разрешения;

Р_ПР(n, k_F) - мощность сигнала, принятого от (n, k_F) элемента разрешения.

Максимум функционала (2) соответствует оценке задержки n отраженного сигнала. Для реализации алгоритма необходимы априорные данные о значениях и . Оценки данных величин можно адаптивно определить на основе решения системы уравнений:

где

Решение системы уравнений (3) и (4) имеет вид:

После подстановки в (2) значении (6) получим в упрощенной записи алгоритм адаптивного положения скачка мощности по максимуму функционала правдоподобия:

где С_НИ - постоянный коэффициент, не зависящий от z, n, k_F и не влияющий на оценку положения n(k_F) скачка мощности на частоте k_F, по максимуму функционала правдоподобия.

Перебором гипотез значения n находят гипотезу, обеспечивающую максимум функционала соответствия:

Положение максимума функционала соответствия соответствует положению максимума функционала правдоподобия , соответственно положению скачка мощности n по дальности.

ЛИТЕРАТУРА

1. Патент России №2414721. Способ радиолокационного измерения скорости объекта.

2. Патент США №7791529. System for estimating the speed of an aircraft, and application thereof to detecting obstacles.

3. Патент России №2411538. Способ определения ошибки измерения скорости ЛА инерциальной навигационной системой и бортовой навигационный комплекс для его реализации.

4. Патент России №2347235. Способ формирования когерентного частотно-модулированного сигнала для РЛС с периодической ЧМ модуляцией и устройство, реализующее способ.