Способ управления полетом реактивных снарядов и система для его осуществления Российский патент 2024 года по МПК F42B15/00 F41F3/42 F41G7/20 

Изобретение относится к области корректируемых боеприпасов и может быть использовано для наведения реактивных снарядов на цель для поражения боевой техники и живой силы противника.

Известен способ поражения летящего объекта с участием: противоракеты, которая запускается с мобильной пусковой установки на базе шасси транспортной машины МА3-537 со специальным прицепом, снабженной радиолокационной станцией, которая отслеживает запуск объекта, рассчитывает предполагаемую траекторию его полета и отслеживает фактическую траекторию полета, осуществляет ввод полетного задания в головку противоракеты, коррекцию траектории ее полета, непрерывный подсвет цели; устройства наведения, которое наводит противоракету на цель со стартового положения, корректируют ее полет; командного пункта, с помощью которого осуществляется запуск противоракеты, а при необходимости и ее уничтожение [1].

Противоракета состоит из следующих основных элементов: боевая часть, бортовая аппаратура наведения, автопилот с комплектом рулевых машин, двигателей первой и второй ступени. Бортовая радиоаппаратура управления предназначается для приема команд управления полетом противоракеты и выдачи их на органы управления, а также для приема команд управления тягой и подрывом боевой части; автопилот предназначается для управления рулевыми машинами противоракеты, поворотными двигателями и воздушными рулями и для стабилизации противоракеты относительно трех взаимно перпендикулярных осей, а также для перехода на самонаведение за 10 с до подлета к цели [1].

Недостатком способа является то, что он не предназначен для управления полетом реактивного снаряда, на ракете установлено большое количество дорогостоящего оборудования, которое уничтожается при поражении цели.

Известен способ управления полетом реактивных снарядов (PC), заключающемся в наведении пусковой установки (ПУ) в направлении на группу целей на основе данных от радиолокационной станции (РЛС), осуществлении нумерации каждого снаряда при установке реактивного снаряда PC на направляющую раму на основе пробития штифтом рамы отверстие в корпусе снаряда, которое указывает на порядковый номер снаряда, с помощью этого номера за снарядом закрепляется управляющая команда в соответствии со временем (моментом) ее передачи, выдача команды на пуск ракеты с командного пункта при входе целей в зону стрельбы, определении траектории реактивных снарядов PC и подвижных целей (наземных и воздушных) на основе циклического просмотра зоны обзора РЛС, формирование сигналов коррекции ЭВМ на основе информационного обеспечения от РЛС, осуществлении передачи корректирующих сигналов на каждый нумерованной реактивный снаряд PC, коррекция траекторий снарядов в горизонтальной и вертикальной плоскости осуществляется за счет радиоимпульсов, направление коррекции (Л - влево, В - вверх, П - вправо, Н - вниз) зависит от момента времени передачи импульса, угол коррекции (угол между направлением полета снаряда перед коррекцией и после коррекции) зависит от длительности радиоимпульса, при этом снаряды запускаются небольшими пачками по четыре штуки, что сокращает длительность цикла передачи информации на реактивные снаряды PC, которые находятся в воздухе; этому же способствует стартовый сигнал, передаваемый одновременно на все реактивные снаряды PC, длительность которого соответствует для повышения достоверности передаваемой на реактивный снаряд PC информации снаряды времени полета первого снаряда до середины траектории, после чего производится коррекция траекторий каждого снаряда [2].

Известна система управления полетом снарядов, которая состоит из наземного оборудования: в составе командного пункта, радиопередатчика, радиолокационной станции, электронно-вычислительного машины (ЭВМ), пускового устройства, первого, второго, третьего и четвертого реактивных снарядов бортового оборудования, размещенного на снарядах в составе: приемника, счетчика, первого, второго, третьего и четвертого логических элементов И, первого, второго, третьего и четвертого элементов И, первого, второго, третьего и четвертого лопастей, обеспечивающих управления снарядом в горизонтальной и вертикальной плоскостях, при этом вход пусковой установки соединен с выходом командного пункта, вход которого соединен с первым входом-выходом ЭВМ, второй, третий вход-выход которого соединен соответственно с входами радиопередающего устройства и радиолокационной станцией, выход радиопередающего устройства через беспроводную связь соединен с входом бортового оборудования размещенного на снарядах, при этом радиолокационная станция обеспечивает электромагнитное облучение снарядов и целей, вход бортового оборудования является входом приемного устройства, второй выход которого соединен с входом счетчика, первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединен со вторыми входами первого, второго, третьего и четвертого элементов И, первые входы которых соединены с первым выходом приемника, выходы первого, второго, третьего и четвертого элементов И соединены соответственно с входами первого, второго, третьего и четвертого соленоидов, выходы которых соединены соответственно с входами первой, второй, третьей и четвертой лопастей [2].

Недостатками способа и системы способ управления полетом реактивных снарядов является то, что не учитывается угловая скорость вращения реактивных снарядов, что не обеспечивает возможность их коррекции.

Технической задачей изобретения является расширение функциональных возможностей системы управления полетом реактивных снарядов за счет учета при коррекции их траекторий угловых скоростей вращения снарядов.

Решение технической задачи достигается в способе управления полетом реактивных снарядов (PC), заключающемся в наведении пусковой установки (ПУ) в направлении на группу целей на основе данных от радиолокационной станции (РЛС), выдачи команды на пуск ракеты с командного пункта при входе целей в зону возможной стрельбы, определении траектории реактивных снарядов РС и подвижных целей на основе циклического просмотра зоны обзора РЛС, формирование сигналов коррекции ЭВМ на основе информационного обеспечения от РЛС, осуществлении передачи корректирующих сигналов на каждый нумерованный реактивный снаряд РС, осуществлении коррекции траекторий снарядов по направлению в горизонтальной и вертикальной плоскости в зависимости от момента времени передачи радиоимпульсов, осуществлении коррекции по величине отклонения траекторий в зависимости от длительности радиоимпульса, при этом нумерация каждого снаряда осуществляется при установке реактивного снаряда PC на направляющую раму на основе пробития штифтом рамы отверстия в корпусе снаряда, которое указывает на порядковый номер снаряда, с помощью этого номера за снарядом закрепляется управляющая команда в соответствии со временем ее передачи, снаряды запускаются небольшими пачками по четыре штуки, что сокращает длительность цикла передачи информации на реактивные снаряды PC, которые находятся в воздухе; этому же способствует стартовый сигнал, передаваемый одновременно на все реактивные снаряды PC, длительность которого соответствует для повышения достоверности передаваемой на реактивный снаряд PC информации снаряды времени полета первого снаряда до середины траектории, отличающийся тем, что осуществляют обработку спектра отраженных от снарядов сигналов

и вычисляют угловую скорость вращения снарядов вокруг продольной оси по формуле

где f_вp=(f₁-f₂)/2, f₁ и f₂ - частоты, соответствующие максимумам первых парных гармоник вторичной модуляции доплеровского эхосигнала, осуществляют определения момента и направление корректирующего воздействия в горизонтальной и вертикальной плоскости в зависимости от угловой скорости вращения снарядов.

Реализация данного способа достигается системой управления полетом снарядов, которая состоит из наземного оборудования: в составе командного пункта, радиопередатчика, радиолокационной станции, электронно-вычислительного машины (ЭВМ), пускового устройства, первого, второго, третьего и четвертого реактивных снарядов, бортового оборудования, размещенного на снарядах в составе: приемника, счетчика, первого, второго, третьего и четвертого логических элементов И, первого, второго, третьего и четвертого соленоидов, первого, второго, третьего и четвертого лопастей, обеспечивающих управления снарядом в горизонтальной и вертикальной плоскостях, при этом ЭВМ выполнена с возможностью формирования сигналов коррекции, совокупность логических элементов И, соленоидов, размещенных на борту снарядов, обеспечивают аэродинамическую коррекцию снарядов за счет перемещения одной из лопастей, вход пусковой установки соединен с выходом командного пункта, вход которого соединен с первым входом-выходом ЭВМ, второй, третий вход-выход которого соединен соответственно с входами радиопередающего устройства и радиолокационной станцией, выход радиопередающего устройства через беспроводную связь соединен с входом бортового оборудования, размещенного на снарядах, при этом радиолокационная станция обеспечивает электромагнитное облучение снарядов и целей, вход бортового оборудования является входом приемного устройства, второй выход которого соединен с входом счетчика,

первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединены со вторыми входами первого, второго, третьего и четвертого элементов И, первые входы которых соединены с первым выходом приемника, выходы первого, второго, третьего и четвертого элементов И соединены соответственно с входами первого, второго, третьего и четвертого соленоидов, выходы которых соединены соответственно со входами первой, второй, третьей и четвертой лопасти, дополнительно в состав наземного оборудования системы включен блок определения угловой скорости вращения снарядов, вход которого соединен с выходом РЛС, а выход с входом ЭВМ, выполненной с возможностью дополнительно учитывать при формировании сигналов коррекции угловую скорость вращения снарядов, а, в свою очередь, блок определения угловой скорости вращения снарядов выполнен с возможностью осуществлять обработку спектра отраженных от снарядов сигналов и вычислять угловую скорость вращения снарядов вокруг оси по формуле:

где f_вp=(f1-f2)/2, f1 и f2 - частоты, соответствующие максимумам первых парных гармоник вторичной модуляции доплеровского эхосигнала, осуществлять определение момента и направление корректирующего воздействия в горизонтальной и вертикальной плоскости в зависимости от угловой скорости вращения снарядов.

Кроме того, обработка спектра отраженных от снарядов сигналов, выполняется блоком определения угловой скорости вращения снаряда, содержащая следующие этапы:

- вычисляют частоты гармоник вторичной модуляции в амплитудно-частотном спектре выбранного участка измерения, при этом при получении амплитудно-частотного спектра применяется алгоритм компенсации влияния фазовой модуляции отраженного радиолокационного сигнала:

- определяют комплексную спектральную амплитуду на выходе алгоритма БПФ:

где - выбранный участок отраженного эхосигнала, K - число отсчетов выбранного участка сигнала,

- определяют границы спектра доминирующей гармоники:

где [N_э.min, N_э.max] - интервал спектральных отсчетов, содержащий частоты доминирующей гармоники, n_пл - частотная позиция максимальной спектральной амплитуды, Δn_пл - априорно заданная ширина интервала поиска энергетического центра спектра доминирующей гармоники,

- определяют энергетический центр спектра доминирующей гармоники, по квадратам спектральных амплитуд:

где ; n_с - априорно известная ширина спектра доминирующей гармоники;

- выделяют спектр сигнала, отраженного от снаряда, и осуществляют дополнения его нулями:

где n_ф - ширина спектра сигнала, отраженного от снаряда, включая гармоники вторичной модуляции;

- осуществляют циклическое смещение спектра таким образом, чтобы энергетический центр спектра оказался в нулевой позиции в соответствии с выражением:

- осуществляют выполнения операции обратного БПФ спектра и получают корректирующий сигнал:

- осуществляют умножения исходного участка сигнала на комплексно-сопряженный корректирующий сигнал и выполняют операцию БПФ:

- выделяют из спектра эхосигнала Z_n две пары гармоник вторичной модуляции, расположенных ближе всех к доминирующей гармонике и определяют значения частот f₁ и f₂, при которых они достигают максимума.

На фиг. 1 представлена структурная схема блока наземного оборудования; на фиг. 2 - структурная схема блока бортового оборудования реактивного снаряда; на фиг. 3 - общий вид реактивного снаряда с поверхностями управления; на фиг. 4 - вектора траекторий реактивных снарядов относительно цели в процессе их движения; на фиг. 5 - алгоритм работы блока определения угловой скорости вращения снарядов; на фиг. 6 черными метками обозначены моменты включения соленоидов.

Структурная схема системы состоит из подсистемы наземного 1 и бортового 2 оборудования, подсистема 1 наземного оборудования содержит командный пункт 3, электронно-вычислительная машина 4, радиопередающее устройство 5, радиолокационную станцию 6, блок 7 определения угловой скорости вращения снарядов, пусковое 8 устройство, первый 9, второй 10, третий 11 и четвертый 12 реактивные снаряды, подсистема бортового 2 оборудования каждого реактивного снаряда содержит приемное устройство 13, счетчик 14, первый 15, второй 16, третий 17 и четвертый 18

элементы И, первый 19, второй 20, третий 21 и четвертые 22 соленоиды, первый 23, второй 24, третий 25 и четвертые 26 лопасти.

КП 3 предназначен для управления работой ПУ 8. РЛС 6 - для отслеживания полетов реактивных снарядов и перемещения подвижных целей. ЭВМ 4 определяет направление на цель и направление полета PC, проекций траекторий ракет на профильную плоскость и угол между ними, проекций траекторий ракет на горизонтальную плоскость и угол между ними. Кроме того, ЭВМ 4 формирует длительность управляющих коротких (0,01 - 0,04 с) импульсов в зависимости от величин углов проекции траекторий ракет на горизонтальную и вертикальную плоскость и обеспечивает управления работой радиопередатчика 5.

Блок 7 определения угловой скорости снарядов на основе обработки спектра отраженного сигнала от снарядов измеряет угловую скорость вращения снарядов.

Система управления полетом реактивных снарядов работает следующим образом.

Осуществляется наведения пусковой установки 8 на групповую цель на основе данных от радиолокационной станции 6. При этом осуществляется нумерация каждого снаряда при установке реактивного снаряда PC на направляющую раму на основе пробития штифтом рамы отверстие в корпусе снаряда, которое указывает на порядковый номер снаряда, с помощью этого номера за снарядом закрепляется управляющая команда в соответствии со временем (моментом) ее передачи.

Пуск снарядов осуществляется с командного пункта 3 при входе целей в зону возможных пусков (фиг. 1), при этом определение траектории реактивных снарядов PC и подвижных целей (наземных и воздушных) осуществляется на основе циклического просмотра зоны обзора РЛС 6.

Для управления полетом PC (9, 10, 11, 12), ЭВМ 4 в определенные моменты времени воздействует на РП 5, который посылает первый длинный импульс и серию коротких импульсов. Длительность коротких

импульсов зависит от отклонения направления полета PC от направления на цель, при этом управляющий импульс формируется ЭВМ 4 во временные интервалы, отведенные для коррекции каждого из реактивных снарядов (9,10,11,12) а также с учетом того, какой из соленоидов (19,20,21,22) должен обтекаться током. Длительность включения соленоидов также определяет ЭВМ 4. По информации с РЛС 6, которая поступает на ЭВМ 4, определяются координаты концов стрелки АБ - направление (фиг. 4) на цель и координаты концов стрелки АВ - направление полета PC. Точка А находится на ближней фронтальной плоскости, точки Б и В - на дальней фронтальной плоскости. Далее ЭВМ 4 определяет координаты проекций стрелок на профильную плоскость и угол между ними, а также - координаты проекций стрелок на горизонтальную плоскость и угол между ними. Пропорционально этим углам ЭВМ 4 формирует длительность управляющих коротких (0,01 - 0,04 с) импульсов. Первоначально на все PC передается длинный импульс (5 с), с помощью которого включаются часы (счетчик с встроенным генератором импульсов) каждого из четырех PC. Через 5 с (PC 9 пролетает половину пути до цели) после запуска PC 9 с КП 3 длинный импульс завершается (фиг. 6), и начинается трансляция коротких управляющих импульсов (0,01 - 0,04 с) с приемника ПР 34 (фиг. 2), через логические элементы И (15,16,17,18), на выходах которых поочередно появляется потенциал логической единицы в соответствии с временной диаграммой (фиг. 6) в интервалы времени Л, В, П, Н, при этом поочередно включаются соленоиды (19,20,21,22) и происходит перемещение одной из лопаток (23,24,25,26).

При этом ЭВМ 4 дополнительно учитывает момент выдачи корректирующего воздействия с учетом угловой скорости вращения снаряда.

Алгоритм работы блока 7 определения угловой скорости вращения снарядов заключается в том что:

- вычисляют частоты гармоник вторичной модуляции в амплитудно-частотном спектре выбранного участка измерения, при этом при получении

амплитудно-частотного спектра применяется алгоритм компенсации влияния фазовой модуляции отраженного радиолокационного сигнала:

- определяют комплексную спектральную амплитуду на выходе алгоритма БПФ:

где - выбранный участок отраженного эхосигнала, K - число отсчетов выбранного участка сигнала,

- определяют границы спектра доминирующей гармоники:

где [N_э.min, N_э.max] - интервал спектральных отсчетов, содержащий частоты доминирующей гармоники, n_пл - частотная позиция максимальной спектральной амплитуды, Δn_пл - априорно заданная ширина интервала поиска энергетического центра спектра доминирующей гармоники,

- определяют энергетический центр спектра доминирующей гармоники, по квадратам спектральных амплитуд:

где ; n_с - априорно известная ширина спектра доминирующей гармоники;

- выделяют спектр сигнала, отраженного от снаряда, и осуществляют дополнения его нулями:

где n_ф - ширина спектра сигнала, отраженного от снаряда, включая гармоники вторичной модуляции;

- осуществляют циклическое смещение спектра таким образом, чтобы энергетический центр спектра оказался в нулевой позиции в соответствии с выражением:

- осуществляют выполнения операции обратного БПФ спектра и получают корректирующий сигнал:

- осуществляют умножения исходного участка сигнала на комплексно-сопряженный корректирующий сигнал и выполняют операцию БПФ:

- выделяют из спектра эхосигнала Z_n две пары гармоник вторичной модуляции, расположенных ближе всех к доминирующей гармонике и определяют значения частот f₁ и f₂, при которых они достигают максимума,

- вычисляют угловую скорость вращения снаряда вокруг продольной оси по формуле:

где f_вp=(f₁-f₂)/2, f₁ и f₂ - частоты, соответствующие максимумам первых парных гармоник вторичной модуляции доплеровского эхосигнала.

Сигнал с выхода блока 7 поступает на ЭВМ 4, который формирует сигнал коррекции траектории с учетом угловой скорости вращения снарядов.

Таким образом, расширены функциональные возможности системы управления полетом реактивных снарядов за счет учета при коррекции их траекторий угловых скоростей вращения снарядов.

Источники информации

1. http://vko.ru, http://militaryrussia.ru

2. Патент 2747681, Российская Федерация, МПК F42B 15/00, F41F 3/042, F41G 7/20//Полевой Ю.И., заявка:2020122234, 30.06.2020, опубл: 12.05.2021, бюл. №14.

Изобретение относится к области корректируемых боеприпасов и может быть использовано для наведения реактивных снарядов на подвижные цели. Способ управления полетом реактивных снарядов (PC) заключается в осуществлении нумерации каждого снаряда при установке реактивного снаряда PC на направляющую раму, наведении пусковой установки (ПУ) в направлении на группу целей на основе обработки данных от радиолокационной станции (РЛС). Далее выдача команды на пуск ракет с командного пункта при входе целей в зону стрельбы, формирование ЭВМ сигналов коррекции для каждого снаряда и выбранной для него цели на основе разницы векторов движения снаряда и подвижной цели, осуществление передачи корректирующих сигналов на каждый нумерованной реактивный снаряд PC и управление их траекториями за счет выпуска лопастей. Дополнительно осуществляют обработку спектра отраженных от снарядов сигналов и вычисляют угловые скорости вращения снарядов вокруг продольной оси, осуществляют определения момента и направление корректирующего воздействия в горизонтальной и вертикальной плоскости в зависимости от угловой скорости вращения снарядов. Система управления полетом снарядов состоит из наземного оборудования в составе командного пункта, радиопередатчика, радиолокационной станции, электронно-вычислительного машины, пускового устройства, реактивных снарядов и бортового оборудования каждого снаряда в составе: приемника, счетчика, логических элементов И, соленоидов и лопастей. Технический результат изобретения - расширение функциональных возможностей системы управления полетом реактивных снарядов за счет учета при коррекции их траекторий угловых скоростей вращения снарядов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Способ управления полетом реактивных снарядов (PC), заключающийся в наведении пусковой установки (ПУ) в направлении на группу целей на основе данных от радиолокационной станции (РЛС), выдаче команды на пуск ракеты с командного пункта при входе целей в зону возможной стрельбы, определении траектории реактивных снарядов PC и подвижных целей на основе циклического просмотра зоны обзора РЛС, формировании сигналов коррекции ЭВМ на основе информационного обеспечения от РЛС, осуществлении передачи корректирующих сигналов на каждый нумерованной реактивный снаряд PC, осуществлении коррекции траекторий снарядов по направлению в горизонтальной и вертикальной плоскости в зависимости от момента времени передачи радиоимпульсов, осуществлении коррекции по величине отклонения траекторий в зависимости от длительности радиоимпульса, при этом нумерация каждого снаряда осуществляется при установке реактивного снаряда PC на направляющую раму на основе пробития штифтом рамы отверстия в корпусе снаряда, которое указывает на порядковый номер снаряда, с помощью этого номера за снарядом закрепляется управляющая команда в соответствии со временем ее передачи, снаряды запускаются небольшими пачками по четыре штуки, что сокращает длительность цикла передачи информации на реактивные снаряды PC, которые находятся в воздухе; этому же способствует стартовый сигнал, передаваемый одновременно на все реактивные снаряды PC, длительность которого соответствует для повышения достоверности передаваемой на реактивный снаряд PC информации, снаряды времени полета первого снаряда до середины траектории, отличающийся тем, что осуществляют обработку спектра отраженных от снарядов сигналов и вычисляют угловую скорость вращения снарядов вокруг продольной оси по формуле:

где f_вp=(f₁-f₂)/2, f₁ и f₂ - частоты, соответствующие максимумам первых парных гармоник вторичной модуляции доплеровского эхосигнала, осуществляют определения момента и направление корректирующего воздействия в горизонтальной и вертикальной плоскости в зависимости от угловой скорости вращения снарядов.

2. Система управления полетом реактивных снарядов состоит из наземного оборудования в составе командного пункта, радиопередатчика, радиолокационной станции, электронно-вычислительной машины (ЭВМ), пускового устройства, первого, второго, третьего и четвертого реактивных снарядов, бортового оборудования, размещенного на снарядах в составе: приемника, счетчика, первого, второго, третьего и четвертого логических элементов И, первого, второго, третьего и четвертого соленоидов, первого, второго, третьего и четвертого лопастей, обеспечивающих управления снарядом в горизонтальной и вертикальной плоскостях, при этом ЭВМ выполнена с возможностью формирования сигналов коррекции, совокупность логических элементов И, соленоидов, размещенных на борту снарядов обеспечивают аэродинамическую коррекцию снарядов за счет перемещения одной из лопастей, вход пусковой установки соединен с выходом командного пункта, вход которого соединен с первым входом-выходом ЭВМ, второй, третий вход-выход которого соединены соответственно с входами радиопередающего устройства и радиолокационной станцией, выход радиопередающего устройства через беспроводную связь соединен с входом бортового оборудования, размещенного на снарядах, при этом радиолокационная станция обеспечивает электромагнитное облучение снарядов и целей, вход бортового оборудования является входом приемного устройства, второй выход которого соединен с входом счетчика, первый, второй, третий и четвертый выходы которого соединены со вторыми входами первого, второго, третьего и четвертого элементов И, первые входы которых соединены с первым выходом приемника, выходы первого, второго, третьего и четвертого элементов И соединены соответственно с входами первого, второго, третьего и четвертого

соленоидов, выходы которых соединены соответственно со входами первой, второй, третьей и четвертой лопасти, отличающаяся тем, что в состав наземного оборудования системы дополнительно включен блок определения угловой скорости вращения снарядов, вход которого соединен с выходом РЛС, а выход - с входом ЭВМ, выполненной с возможностью дополнительно учитывать при формировании сигналов коррекции угловую скорость вращения снарядов, а в свою очередь блок определения угловой скорости вращения снарядов выполнен с возможностью осуществлять обработку спектра отраженных от снарядов сигналов и вычислять угловую скорость вращения снарядов вокруг оси по формуле:

где f_вp=(f₁-f₂)/2, f₁ и f₂ - частоты, соответствующие максимумам первых парных гармоник вторичной модуляции доплеровского эхосигнала, осуществлять определение момента и направление корректирующего воздействия в горизонтальной и вертикальной плоскости в зависимости от угловой скорости вращения снарядов.

3. Система управления полетом реактивных снарядов по п.2, отличающаяся тем, что обработка спектра отраженных от снарядов сигналов выполняется блоком определения угловой скорости вращения снаряда, содержащая следующие этапы:

- вычисляют частоты гармоник вторичной модуляции в амплитудно-частотном спектре выбранного участка измерения, при этом при получении амплитудно-частотного спектра применяется алгоритм компенсации влияния фазовой модуляции отраженного радиолокационного сигнала:

- определяют комплексную спектральную амплитуду на выходе алгоритма БПФ:

где - выбранный участок отраженного эхосигнала, K - число отсчетов выбранного участка сигнала,

- определяют границы спектра доминирующей гармоники:

где [N_э.min, N_э.max] - интервал спектральных отсчетов, содержащий частоты доминирующей гармоники, n_пл - частотная позиция максимальной спектральной амплитуды, Δn_пл - априорно заданная ширина интервала поиска энергетического центра спектра доминирующей гармоники,

- определяют энергетический центр спектра доминирующей гармоники, по квадратам спектральных амплитуд:

где ; n_с - априорно известная ширина спектра доминирующей гармоники;

- выделяют спектр сигнала, отраженного от снаряда, и осуществляют дополнения его нулями:

где n_ф - ширина спектра сигнала, отраженного от снаряда, включая гармоники вторичной модуляции;

- осуществляют циклическое смещение спектра таким образом, чтобы энергетический центр спектра оказался в нулевой позиции в соответствии с выражением:

- осуществляют выполнения операции обратного БПФ спектра и получают корректирующий сигнал:

- осуществляют умножения исходного участка сигнала на комплексно-сопряженный корректирующий сигнал и выполняют операцию БПФ:

- выделяют из спектра эхосигнала Z_n две пары гармоник вторичной модуляции, расположенных ближе всех к доминирующей гармонике, и определяют значения частот f₁ и f₂, при которых они достигают максимума.