СПОСОБ РАСПОЗНАВАНИЯ ТИПА ОДИНОЧНОЙ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ ИЗ КЛАССА "САМОЛЕТ С ТУРБОРЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ" Российский патент 2023 года по МПК G01S7/41 G01S13/52 G01S13/53 

Изобретение относится к области радиолокации и может быть использовано для распознавания в импульсно-доплеровской радиолокационной станции (РЛС) типа самолета с турбореактивным двигателем (ТРД).

Известен способ функционирования импульсно-доплеровской РЛС, заключающийся в формировании высокочастотной последовательности зондирующих импульсов, их усилении по мощности, излучении в пространство, приеме, усилении, преобразовании отраженных сигналов на промежуточные частоты, их селекции по дальности и доплеровской частоте, преобразовании сигналов в цифровую форму с последующем их спектральным анализом [1].

Недостатком данного способа функционирования импульсно-доплеровской РЛС являются его ограниченные функциональные возможности, не позволяющие распознать тип самолета с ТРД.

Известен способ распознавания типа самолета с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции, заключающийся в том, что радиолокационный (РЛ) сигнал, отраженный от самолета с турбореактивным двигателем, подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры быстрого преобразования Фурье (БПФ) и преобразуется в амплитудно-частотный спектр (АЧС), спектральные составляющие которого обусловлены отражениями сигнала от планера самолета с турбореактивным двигателем и вращающихся лопаток рабочего колеса компрессора низкого давления (КНД) его силовой установки, путем пороговой обработки амплитудно-частотного спектра сигнала формируют только те отсчеты доплеровских частот F_i с соответствующими амплитудами спектральных составляющих, которые превысили установленный порог, где N - общее количество отсчетов доплеровских частот, на частотных позициях которых амплитуды спектральных составляющих превысили установленный порог, за время Т каждого обзора пространства измеряют два значения дальности Д₁ и Д₂ до самолета с турбореактивным двигателем, по измеренным значениям дальности Д₁ и Д₂ предварительно вычисляют частотную позицию доплеровской частоты обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской радиолокационной станции с планером самолета с турбореактивным двигателем, как где λ - рабочая длина волны импульсно-доплеровской радиолокационной станции, в амплитудно-частотном спектре сигнала определяют ближайшее к предварительно вычисленной частотной позиции доплеровской частоты значение доплеровской частоты с соответствующей амплитудой спектральной составляющей, превысившей установленный порог, которое окончательно определяет доплеровскую частоту сигнала F_п в его амплитудно-частотном спектре, обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской радиолокационной станции с планером самолета с турбореактивным двигателем, определяют в амплитудно-частотном спектре сигнала позицию доплеровской частоты где j = 1,…, (i - 1), (i + 1),…, N, на которой находится спектральная составляющая, превысившая установленный порог и имеющая максимальную амплитуду A_j, j = 1,…,(i - 1), (i + 1),…, N, которая соответствует значению доплеровской частоты F_к, обусловленной скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской радиолокационной станции с вращающимися лопатками первой ступени компрессора низкого давления силовой установки самолета с турбореактивным двигателем, вычисляют разность доплеровских частот за время Т каждого обзора пространства измеряют значения бортовых пеленгов азимута и угла места, по измеренным значениям бортовых пеленгов и средней дальности Д, определяемой, как Д = (Д₁ + Д₂) / 2, вычисляют высоту полета самолета с турбореактивным двигателем в соответствии с выражением

где - высота полета самолета-носителя радиолокационной станции; - поправка высоты, учитывающая рефракцию радиоволн; R_Э - эквивалентный радиус Земли (при нормальной рефракции радиоволн R_Э = 8500 км); - высота полета самолета с турбореактивным двигателем относительно высоты полета самолета-носителя радиолокационной станции, для каждой высоты Н полета самолета с турбореактивным двигателем, где - минимальная и максимальная высоты полета самолета с турбореактивным двигателем, диапазон разностей априорно разбивают на Q неперекрывающихся поддиапазонов, нижняя и верхняя границы каждого q-го поддиапазона, соответствующего q-му типу цели и высоте Н полета самолета с турбореактивным двигателем, определяются выражениями

где F_P - максимальная частота вращения ротора компрессора низкого давления силовой установки q-го типа самолета с турбореактивным двигателем; n₁ и n₂ - соответственно минимальное и максимальное значение величины относительных оборотов вращения ротора силовой установки, соответствующие высоте Н полета, одинаковые для всех типов самолетов с турбореактивным двигателем; Z - количество лопаток рабочего колеса первой ступени компрессора низкого давления силовой установки самолета с турбореактивным двигателем q-го типа, при попадании разности доплеровских частот в q-й поддиапазон принимают решение о q-м типе самолета с турбореактивным двигателем [2].

Недостатком данного способа является низкая достоверность распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС. Это обусловлено тем, что данный способ распознавания справедлив лишь при выполнении условия, что значение величины относительных оборотов вращения ротора КНД силовой установки самолета с ТРД, тип которого подлежит распознаванию, зависящее от высоты полета Н, а следовательно и значение вычисленной разности доплеровских частот находится в пределах нижней F_H и верхней F_B границ априорного диапазона разностей В противном случае (при несоответствии значения вычисленной разности доплеровских частот его априорному диапазону разностей ΔF_пк) тип самолета с ТРД не будет правильно распознан.

Действительно, на основе анализа результатов экспериментальных исследований по регистрации с линейного выхода приемника импульсно-доплеровской РЛС воздушного базирования РЛ сигналов в сантиметровом диапазоне волн, отраженных от различных типов самолетов с ТРД, и их обработке с целью получения АЧС зарегистрированных реальных РЛ сигналов путем применения узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры БПФ, установлено, что значения разности доплеровских частот полученные в результате обработки зарегистрированных РЛ сигналов, отраженных от одного и того же типа самолета с ТРД, выполняющего полет на разных высотах с разными скоростями, при прочих равных условиях различны. При этом установлена следующая зависимость: значения разности доплеровских частот увеличиваются с ростом высоты и скорости полета (таблица 1), т.е. на основании выражений (2) и (3) следует вывод об увеличении величины относительных оборотов вращения ротора КНД силовой установки с ростом не только высоты, но и скорости полета на конкретной высоте [3, 4].

Цель изобретения - повышение достоверности распознавания типа самолета с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции при его полете на различных высотах и скоростях.

С этой целью, в способ распознавания типа самолета с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции, заключающимся в том, что радиолокационный сигнал, отраженный от самолета с турбореактивным двигателем, подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры быстрого преобразования Фурье и преобразуется в амплитудно-частотный спектр, спектральные составляющие которого обусловлены отражениями сигнала от планера самолета с турбореактивным двигателем и вращающихся лопаток рабочего колеса компрессора низкого давления его силовой установки, путем пороговой обработки амплитудно-частотного спектра сигнала формируют только те отсчеты доплеровских частот F_i с соответствующими амплитудами спектральных составляющих, которые превысили установленный порог, где N - общее количество отсчетов доплеровских частот, на частотных позициях которых амплитуды спектральных составляющих превысили установленный порог, за время Т каждого обзора пространства измеряют два значения дальности Д₁ и Д₂ до самолета с турбореактивным двигателем, по измеренным значениям дальности Д₁ и Д₂ предварительно вычисляют частотную позицию доплеровской частоты обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской радиолокационной станции с планером самолета с турбореактивным двигателем, как где λ - рабочая длина волны импульсно-доплеровской радиолокационной станции, в амплитудно-частотном спектре сигнала определяют ближайшее к предварительно вычисленной частотной позиции доплеровской частоты значение доплеровской частоты с соответствующей амплитудой спектральной составляющей, превысившей установленный порог, которое окончательно определяет доплеровскую частоту сигнала F_п в его амплитудно-частотном спектре, обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской радиолокационной станции с планером самолета с турбореактивным двигателем, определяют в амплитудно-частотном спектре сигнала позицию доплеровской частоты где j = 1,…, (i - 1), (i+1),…, N, на которой находится спектральная составляющая, превысившая установленный порог и имеющая максимальную амплитуду Aj, j = 1,…, (i - 1), (i+1),…, N, которая соответствует значению доплеровской частоты Fk, обусловленной скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской радиолокационной станции с вращающимися лопатками первой ступени компрессора низкого давления силовой установки самолета с турбореактивным двигателем, вычисляют разность доплеровских частот за время Т каждого обзора пространства измеряют значения бортовых пеленгов азимута и угла места, по измеренным значениям бортовых пеленгов и средней дальности Д, определяемой, как Д = (Д₁ + Д₂) / 2, вычисляют высоту полета самолета с турбореактивным двигателем в соответствии с выражением

где - высота полета самолета-носителя радиолокационной станции; - поправка высоты, учитывающая рефракцию радиоволн; R_Э - эквивалентный радиус Земли (при нормальной рефракции радиоволн R_Э = 8500 км); - высота полета самолета с турбореактивным двигателем относительно высоты полета самолета-носителя радиолокационной станции, дополнительно вычисляют скорость полета самолета с турбореактивным двигателем в соответствии с выражением

где α определяется в соответствии с выражением

где V_c - скорость самолета-носителя БРЛС, ϕ_г = 0,5(ϕ_г1 + ϕ_г2).

Для каждой высоты Н и скорости V полета самолета с турбореактивным двигателем, где - минимальная и максимальная высоты полета самолета с турбореактивным двигателем, - минимальная и максимальная скорость полета самолета с турбореактивным двигателем, диапазон разностей априорно разбивают на Q неперекрывающихся поддиапазонов, нижняя и верхняя границы каждого q-го поддиапазона, соответствующего q-му типу цели, высоте Н и скорости V полета самолета с турбореактивным двигателем, определяются выражениями (2), (3), где n₁ = n⋅0.98 и n₂ = n⋅1.02 -соответственно минимальное и максимальное значение величины относительных оборотов вращения ротора силовой установки, n - значение величины относительных оборотов вращения ротора силовой установки, соответствующее высоте Н и скорости V полета самолета с турбореактивным двигателем, одинаковые для всех их типов, при попадании разности доплеровских частот в q-ый поддиапазон принимают решение о q-м типе самолета с турбореактивным двигателем.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются.

1. Вычисление высоты и скорости полета самолета с ТРД за время каждого обзора пространства в соответствии с выражениями (4) и (5).

2. Разбиение для каждых априорно фиксированных высоты Н и скорости V полета самолета с ТРД диапазона разностей на Q неперекрывающихся поддиапазонов, при этом, нижняя и верхняя границы каждого q-го поддиапазона на высоте Н и скорости V полета определяются выражениями (2) и (3).

3. Принятие решения о q-м типе самолета с ТРД, летящем на высоте Н со скоростью V, при попадании разности доплеровских частот в q-ый априорный поддиапазон.

Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных способах не обнаружены.

Применение новых признаков в совокупности с известными позволит повысить достоверность распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС при его полете на различных высотах с различными скоростями.

На фигуре 1 приведена блок-схема, поясняющая предлагаемый способ распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС, на фигуре 2 (а, б, в), 3 и 4 - эпюры, поясняющие предлагаемый способ распознавания q-го типа самолета с ТРД, летящем на различных высотах.

Предлагаемый способ распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС осуществляется следующим образом.

Радиолокационный сигнал S(t), отраженный от самолета с ТРД, с выхода приемника РЛС на промежуточной частоте поступает (фиг.1) на вход блока 1 БПФ, где подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры БПФ и преобразуется в АЧС S(f) (фиг.2а - отсчеты доплеровских частот F₁, F₂, F₃, F₄, F₅, F₆, F₇ с соответствующими амплитудами A₁, А₂, A₃, А₄, А₅, А₆, А₇), спектральные составляющие которого обусловлены лены отражениями сигнала от планера самолета с ТРД и вращающихся лопаток рабочего колеса КНД его силовой установки. Данные спектральные составляющие (фиг.1) с соответствующими частотами и амплитудами поступают на формирователь 2 отсчетов, в котором путем пороговой обработки формируются (фиг.2б) только те отсчеты доплеровских частот (F₁, F₃, F₄, F₅, F₇) с соответствующими амплитудами (A₁, A₃, А₄, А₅, А₇) спектральных составляющих, которые превысили установленный порог (амплитуды А₂ и А₆ спектральных составляющих на частотных позициях соответственно F₂ и F₆ не превысили установленный порог).

За время Т каждого обзора пространства измеренные значения дальности Д₁ и Д₂ между носителем РЛС и самолетом с ТРД поступают (фиг.1) на вход вычислителя 3, в котором предварительно вычисляется частотная позиция доплеровской частоты обусловленная скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с планером самолета с ТРД в соответствии с выражением (1). Это значение доплеровской частоты поступает в формирователь 4 отсчета доплеровской частоты планерной составляющей спектра сигнала (фиг.2б), на другой вход которого с выхода (фиг.1) формирователя 2 отсчетов поступают значения доплеровских отсчетов частот F₁, F₃, F₄, F₅, F₇ с соответствующими амплитудами A₁, A₃, А₄, А₅, А₇. В формирователе 4 определяется (фиг.2в) ближайшее к предварительно вычисленной в вычислителе 3 частотной позиции доплеровской частоты F^*_п значение доплеровской частоты F_i* (фиг.2б, частотная позиция F₄) с соответствующей амплитудой A_i* (фиг.2б - амплитуда А₄) спектральной составляющей, превысившей установленный порог, которое окончательно и определяет доплеровскую частоту сигнала F_п в его АЧС, обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с планером самолета с ТРД.

В формирователе 5 (фиг.1), на входы которого также поступают значения частот F₁, F₃, F₄, F₅, F₇ с соответствующими амплитудами A₁, A₃, А₄, А₅, А₇ с выхода формирователя 2 отсчетов и значение частотной позиции i=4, соответствующей доплеровской частоте, обусловленной скоростью сближения носителя РЛС с самолетом с ТРД, определяется (без учета 4-й позиции) позиция доплеровской частоты (j = 1, 3, 5, 7), на которой находится спектральная составляющая, превысившая установленный порог и имеющая максимальную амплитуду A_j (фиг.2б - амплитуда A₁ на частотной позиции F₁), которая соответствует значению доплеровской частоты F_к (фиг.2в), обусловленной скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с вращающимися лопатками первой ступени КНД силовой установки самолета с ТРД.

В блоке 6 вычитания (фиг.1) вычисляется разность доплеровских частот (фиг.2в), которая поступает (фиг.1) на вход решающего блока 7.

За время Т каждого обзора пространства измеренные значения дальностей Д₁ и Д₂, азимута ϕ_г, угла места ϕ_в, высоты полета Н_РЛС самолета-носителя РЛС, доплеровской частоты сигнала F_п, а также константа, определяющая значение эквивалентного радиуса Земли R_Э, поступают (фиг.1) на соответствующие входы вычислителя 8, в котором в соответствии с формулой (4) вычисляется высота Н и формулой (5) скорость V полета самолета с ТРД. Это значение высоты Н и скорости V поступает в формирователь 9, где хранятся априорно разбитые на Q неперекрывающихся поддиапазонов разности для каждой высоты Н и скорости V полета самолета с ТРД (фиг.3). При этом, нижняя и верхняя границы каждого q-го поддиапазона, соответствующего q-му типу цели при его полете на высоте Н со скоростью V, определяются выражениями (2) и (3).

В формирователе 9 из всей совокупности априорно разбитых на Q неперекрывающихся поддиапазонов разности ΔF_пк для различных высот и скоростей полета самолета с ТРД выбирается только один, соответствующий вычисленным в вычислителе 8 значениям высоты Н и скорости V полета самолета с ТРД. Значения границ выбранных поддиапазонов и поступают на вход решающего блока 7 (фиг.1).

В решающем блоке 7 на основе анализа (фиг.4) попадания вычисленной разности доплеровских частот в q-ый поддиапазон принимается решение о q-м типе самолета с ТРД.

Для оценки работоспособности предлагаемого способа было проведено его имитационное моделирование. На вход блока 1 БПФ подавался на промежуточной частоте зарегистрированный в сантиметровом диапазоне волн с линейного выхода приемника импульсно-доплеровской РЛС воздушного базирования РЛ сигнал, отраженный от отечественного самолета с ТРД, выполняющего полет на различных высотах и скоростях. Процедура БПФ осуществлялась при эквивалентной полосе пропускания одного бина алгоритма БПФ, равного порядка 10 Гц. Всего было проанализировано более 1000 АЧС.

В результате имитационного моделирования предлагаемого способа установлено, что с доверительной вероятностью 0,95 оценка математического ожидания вероятности правильного (ложного) распознавания данного типа самолета находится в пределах 0,89-0,93 (10^-3-10^-4) при различных высотах и скоростях его полета.

Кроме того, установлено, что увеличение ошибки определения высоты и скорости полета самолета с ТРД приводит к уменьшению оценки математического ожидания вероятности правильного распознавания до нуля и росту оценки математического ожидания вероятности ложного распознавания.

Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит повысить достоверность распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС при его полете на различных высотах и скоростях.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Авиационные радиолокационные комплексы и системы: учебник для слушателей и курсантов ВУЗов ВВС / П.И. Дудник, Г.С. Кондратенков, Б.Г. Татарский, А.Р. Ильчук, А.А. Герасимов. Под ред. П.И. Дудника. - М.: изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2006, страницы 639-641, рисунок 12.39 (аналог).

2. Способ распознавания типа самолета с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции. Патент на изобретение №2731878, 2020 (прототип).

3. Автоматика управления авиационными двигателями: учебно-методическое пособие в 3 частях. Часть 2. Автоматические ограничители параметров двигателей, автоматизация процессов запуска и приемистости двигателя / сост.: А.И. Сидунов, Н.И. Пучко. - Минск: МГВАК, 2012. - 83 с, страницы 16, 36.

4. Двигатель Д-30КП-2. Инструкция по технической эксплуатации. - М.: ОАО «НПО «Сатурн», 2001, Приложение 1, страница 7, Дополнение (к приложению 1), страница 27.

Изобретение относится к области радиолокации и может быть использовано для распознавания в импульсно-доплеровской радиолокационной станции (РЛС) типа самолета с турбореактивным двигателем (ТРД). Технический результат заключается в повышении достоверности распознавания типа самолета с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции при его полете на различных высотах и скоростях. В заявленном способе радиолокационный сигнал, отраженный от самолета с ТРД, подвергается узкополосной доплеровской фильтрации и преобразуется в амплитудно-частотный спектр (АЧС), спектральные составляющие которого обусловлены отражениями сигнала от планера самолета с ТРД и вращающихся лопаток рабочего колеса компрессора низкого давления (КНД) его силовой установки. Путем пороговой обработки АЧС сигнала формируют только те отсчеты доплеровских частот F_i с соответствующими амплитудами спектральных составляющих, которые превысили установленный порог. Одновременно за время Т каждого обзора пространства измеряют два значения дальности Д₁ и Д₂ до самолета с ТРД и вычисляют частотную позицию доплеровской частоты F_п, зависящую от скорости сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с планером самолета с ТРД. Определяют в АЧС позицию сигнала доплеровской частоты с максимальной амплитудой спектральной составляющей, превысившей установленный порог, которая соответствует значению доплеровской частоты F_к, обусловленной скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с вращающимися лопатками первой ступени КНД силовой установки самолета с ТРД. Вычисляют разность доплеровских частот За время Т каждого обзора пространства измеряют значения бортовых пеленгов азимута и угла места, по которым, а также по средней дальности Д вычисляют высоту и дополнительно скорость полета самолета с ТРД. Для каждой высоты Н и скорости V полета самолета с ТРД априорный диапазон разностей разбивают на Q неперекрывающихся поддиапазонов. При попадании разности доплеровских частот в q-ый поддиапазон принимают решение о q-м типе самолета с ТРД, летящем на высоте Н со скоростью V. 4 ил., 1 табл.

Способ распознавания типа самолета с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции, заключающийся в том, что радиолокационный сигнал, отраженный от самолета с турбореактивным двигателем, подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры быстрого преобразования Фурье и преобразуется в амплитудно-частотный спектр, спектральные составляющие которого обусловлены отражениями сигнала от планера самолета с турбореактивным двигателем и вращающихся лопаток рабочего колеса компрессора низкого давления его силовой установки, путем пороговой обработки амплитудно-частотного спектра сигнала формируют только те отсчеты доплеровских частот с соответствующими амплитудами спектральных составляющих, которые превысили установленный порог, где N - общее количество отсчетов доплеровских частот, за время Т каждого обзора пространства измеряются два значения дальности Д₁ и Д₂ до самолета с турбореактивным двигателем, по измеренным значениям дальности Д₁ и Д₂ предварительно вычисляют частотную позицию доплеровской частоты обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской радиолокационной станции с планером самолета с турбореактивным двигателем, как где λ – рабочая длина волны импульсно-доплеровской радиолокационной станции, в амплитудно-частотном спектре сигнала определяют ближайшее к предварительно вычисленной частотной позиции доплеровской частоты значение доплеровской частоты с соответствующей амплитудой спектральной составляющей, превысившей установленный порог, которое окончательно определяет доплеровскую частоту сигнала в его амплитудно-частотном спектре, обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской радиолокационной станции с планером самолета с турбореактивным двигателем, определяют в амплитудно-частотном спектре сигнала позицию доплеровской частоты где j = 1, …, (i - 1), (i + 1),…, N, на которой находится спектральная составляющая, превысившая установленный порог и имеющая максимальную амплитуду A_j, j = 1,…, (i - 1), (i + 1),…, N, которая соответствует значению доплеровской частоты F_K, обусловленной скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской радиолокационной станции с вращающимися лопатками первой ступени компрессора низкого давления силовой установки самолета с турбореактивным двигателем, вычисляют разность доплеровских частот ΔF_пк = (F_п - F_к), за время Т каждого обзора пространства измеряют значения бортовых пеленгов ϕ_г азимута и ϕ_в угла места, по измеренным значениям бортовых пеленгов ϕ_г и ϕ_в и средней дальности Д, определяемой, как Д = (Д₁ +Д₂) / 2, вычисляют высоту полета самолета с турбореактивным двигателем в соответствии с выражением

,

где – высота полета самолета-носителя радиолокационной станции;

– поправка высоты, учитывающая рефракцию радиоволн;

– эквивалентный радиус Земли (при нормальной рефракции радиоволн R_Э = 8500 км); – высота полета самолета с турбореактивным двигателем относительно высоты полета самолета-носителя радиолокационной станции, отличающийся тем, что дополнительно вычисляется скорость полета самолета с турбореактивным двигателем в соответствии с выражением

,

где α определяется в соответствии с выражением

где V_c – скорость самолета-носителя БРЛС, ϕ_в = 0,5(ϕ_в1 + ϕ_в2);

ϕ_г=0,5(ϕ_г1+ϕ_г2), для каждой высоты Н и скорости V полета самолета с турбореактивным двигателем, где – минимальная и максимальная высоты полета самолета с турбореактивным двигателем, – минимальная и максимальная скорость полета самолета с турбореактивным двигателем, диапазон разностей априорно разбивают на Q неперекрывающихся поддиапазонов, нижняя и верхняя границы каждого q-го поддиапазона, соответствующего q-му типу цели, высоте Н и скорости V полета самолета с турбореактивным двигателем, определяются выражениями

где n₁ = n⋅0,98 и n₂ = n⋅1,02 – соответственно минимальное и максимальное значение величины относительных оборотов вращения ротора силовой установки, n – значение величины относительных оборотов вращения ротора силовой установки, соответствующее высоте Н и скорости V полета самолета с турбореактивным двигателем, одинаковые для всех их типов, F_P – максимальная частота вращения ротора компрессора низкого давления силовой установки q-го типа самолета с турбореактивным двигателем, Z – количество лопаток рабочего колеса первой ступени компрессора низкого давления силовой установки самолета с турбореактивным двигателем q-го типа, при попадании разности доплеровских частот ΔF_пк в q-ый поддиапазон принимают решение о q-м типе самолета с турбореактивным двигателем.