RU1801217C - Method for measuring closing speed - Google Patents
Method for measuring closing speedInfo
- Publication number
- RU1801217C RU1801217C SU914938690A SU4938690A RU1801217C RU 1801217 C RU1801217 C RU 1801217C SU 914938690 A SU914938690 A SU 914938690A SU 4938690 A SU4938690 A SU 4938690A RU 1801217 C RU1801217 C RU 1801217C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- value
- time
- signal
- received signal
- atmospheric attenuation
- Prior art date
Links
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относитс к электронно- оптическим системам, в частности к авиационным теплопеленгаторам и системам самонаведени управл емых ракет с тепловой головкой самонаведени . Цель изобретени - обеспечение измерени скорости сближени в системах пассивной локации. Поставленна цель достигаетс тем, что вычисл етс показатель ослаблени атмосферы в данных услови х, который умножаетс на значение прин того сигнала от излучаемого объекта, прин тый сигнал от излучающего обьекта дифференцируетс по времени, значение которого делитс на произведение показател ослаблени атмосферы на значение прин того сигнала. 1 ил.The invention relates to electron-optical systems, in particular to aircraft heat direction finders and homing systems for guided missiles with a thermal homing head. An object of the invention is to provide proximity measurement in passive location systems. The goal is achieved by calculating the atmospheric attenuation index under these conditions, which is multiplied by the value of the received signal from the emitted object, the received signal from the emitting object is differentiated by time, the value of which is divided by the product of the atmospheric attenuation index by the value of the received signal . 1 ill.
Description
Изобретение относитс к электронно- оптическим системам, в частности кавитаци- онным теплопеленгаторам и системам самонаведени управл емых ракет с тепловой головкой самонаведени .The invention relates to electron-optical systems, in particular, cavitation heat direction finders and homing systems for guided missiles with a thermal homing head.
Целью изобретени вл етс обеспечение измерени скорости сближени в системах пассивной локации.An object of the invention is to provide proximity measurement in passive location systems.
Достижение поставленной цели можно обеспечить, использу известные законы ослаблени лучистой энергии атмосферой. Ослабление в дымке, а также при рассеивании на крупных инородных частицах тумана подчин етс экспоненциальному закону, в соответствии с которым интенсивность прин того сигнала W на любой дальности D от излучающего источника энергии можно определить из выражени .Achieving this goal can be achieved using the well-known laws of attenuation of radiant energy by the atmosphere. The attenuation in the haze, as well as during dispersion on large foreign particles of fog, obeys an exponential law, according to which the intensity of the received signal W at any distance D from the radiating energy source can be determined from the expression.
«ok"Ok
(D(D
где W0 - интенсивность излучени объекта в данном направлении на нулевой дальности; . .where W0 is the radiation intensity of an object in a given direction at zero range; . .
а а - общий показатель ослаблени атмосферы.and a is a general indicator of atmospheric attenuation.
Продифференцировав по времени выражение (1), получимDifferentiating expression (1) in time, we obtain
, ,
Из этого выражени получим значение скорости сближени From this expression we obtain the value of the approach velocity
DWDW
аа -Wo t. или с учетом (1) имеем Waa-wo t. or, taking into account (1), we have W
D D
aa Waa W
(2)(2)
0000
оabout
hOhO
nono
XIXi
CO CO
Воспользоватьс этой зависимостью дл измерени скорости сближени с наблюдаемым объектом до насто щего времени не представл лось возможным из-за неизвестности значени общего показател пропускани атмосферы а а .To date, it has not been possible to use this dependence to measure the speed of approach to the observed object due to the unknown value of the total atmospheric transmittance a a.
Величина сса на практике вл етс неизвестной , так как может заметно мен тьс от одного дн к другому. Так как врем сопровождени , например, воздушной цели теплопеленгатором, а также врем полета ракеты к цели мало, то хот значение а а и вл етс неизвестной, но посто нной величиной . Величину «а предлагаетс опредеThe ccp value is not known in practice, as it can vary markedly from one day to another. Since the time of tracking, for example, an air target by a heat direction finder, as well as the flight time of a rocket to a target is short, although the value of a a is an unknown but constant value. The value of a is defined
л ть непосредственно в полете в тех же метеоуслови х, в которых будет применена пассивна система локации, например, перед пуском ракеты. Дл экспериментального определени а а производитс отетрвл, например, сигнальной ракеты, спектр излучени которой соответствует рабочему спектру приемника лучистой энергии, имеющейс на борту пассивной .to fly directly in flight under the same weather conditions in which a passive location system will be used, for example, before launching a rocket. For experimental determination of a a, a firing is carried out, for example, of a signal rocket, the emission spectrum of which corresponds to the working spectrum of a radiant energy receiver, which is on board passive.
Прологарифмировав (1), нетрудно получить выражение дл определени общего показател ослаблени атмосферы в данных услови х применительно только к сигнальной ракетеHaving logarithmized (1), it is easy to obtain an expression for determining the general indicator of atmospheric attenuation under given conditions applicable only to a signal rocket
, ,
«а."and.
In W в - In WIn W to - In W
где значение дальности Dp до сигнальной ракеты вл етс известной функцией вре- мени. При условии, что направление выстрела сигнальной ракеты совпадает с направлением вектора скорости самого летательного аппарате, врем активного участки полета сигнальной ракеты вл етс малым и ускорение ракеты не данной высоте остаетс посто нным, относительную дальность в (3) можно определить из выражени where the value of the distance Dp to the flare is a known function of time. Provided that the direction of the signal rocket’s shot coincides with the direction of the velocity vector of the aircraft itself, the time of the active sections of the signal rocket’s flight is small and the acceleration of the rocket at a given height remains constant, the relative range in (3) can be determined from the expression
(H)(H)
.il 2.il 2
где jP(H) - известное ускорение сигнальной ракеты на заданной высоте Н;where jP (H) is the known acceleration of a signal flare at a given height H;
tp - заданное врем (например, ) ;после выстрела сигнальной пакеты, в момент которого экспериментально определ етс общий коэффициент пропускани атмосферы а а согласно выражению (3) с учетом (4). Измерив значение аа , можно определить скорость сближени Ь согласноtp is a predetermined time (e.g.); after firing a signal packet, at which moment the total atmospheric transmittance aa is experimentally determined according to expression (3) with allowance for (4). By measuring the value of aa, we can determine the approximation rate of b according to
выражению (2).expression (2).
Таким образом поставленна цель достигаетс измерением общего показател Thus, the goal is achieved by measuring the total
5 5
О ABOUT
15fifteen
20twenty
2525
30thirty
„- 4Q 45„- 4Q 45
50fifty
55 55
пропускани атмосферы а а в данных услови х и последующего делени на него соотношени производной по времени прин того сигнала А/ к величине самого прин того сигнала W.transmitting the atmosphere aa under the given conditions and then dividing into it the ratio of the time derivative of the received signal A / to the value of the received signal W.
Способ измерени скорости сближени в системах пассивной локаций осуществл етс следующим образом.A method for measuring the approach speed in passive location systems is as follows.
Прин тые сигналы от наблюдаемого обьекта подвергаютс дифференцированию по времени дл определени их производной . Полученна производна по времени прин того сигнала делитс на величину самого сигнала. Осуществл етс пуск сигнальной ракеты с заданными энергетическими и аэродинамическими характеристиками и через заданное врем измер ют общий показатель ослаблени атмосферы . На этот измеренный показатель делитс отношение производной по времени прин того сигнала от наблюдаемого обьекта к величине самого сигнала.The received signals from the observed object are time differentiated to determine their derivative. The resulting time derivative of the received signal is divided by the magnitude of the signal itself. A signal rocket with predetermined energy and aerodynamic characteristics is launched, and after a specified time, the total atmospheric attenuation is measured. The ratio of the time derivative of the received signal from the observed object to the magnitude of the signal itself is divided by this measured indicator.
Измерение общего показател пропускани атмосферы при пуске сигнальной ракеты может осуществлено с помощью устройства, функциональна схема которого представлена на чертеже, где обозначено: .The measurement of the total atmospheric transmittance during the launch of a signal rocket can be carried out using a device whose functional diagram is shown in the drawing, where it is indicated:.
1 - приемник лучистой энергии,1 - receiver of radiant energy,
2,3 - логарифматоры,2,3 - logarithm,
4 - вычитающее устройство, .4 - subtractive device,.
5 - кнопка пуска сигнальной ракеты,5 - start button signal flare,
6 - датчик времени,6 - time sensor,
7 - высотомер,7 - altimeter,
8 - вычислитель ускорени ракеты на данной высоте,8 - calculator acceleration of the rocket at a given height,
9 - множительное устройство,9 - multiplier device
10 - реле,10 - relay
11 - делительное устройство,11 - dividing device
12 - запоминающее устройство,12 is a storage device,
JP(°) ускорение сигнальной ракеты на нулевой высоте.JP (°) acceleration of a flare at zero altitude.
Измеритель общего показател пропускани атмосферы работает следующим образом .The total atmospheric transmittance meter operates as follows.
После нажати кнопки 5 пуск сигнальной ракеты происходит пуск датчика вре,ме- ни 6. Прин тый приемником лучистой энергии 1 сигнал W логарифмируетс лога- рифматором 2 и поступает на второй вход вычислительного устройства 4, на первый вход которого подаетс с выхода логариф- матора 3 логарифм начальной интенсивности сигнала W0. .С-выхода вычитающего устройства 4 разность логарифмов (In W0- -InW) через реле 10 поступает на первый вход делительного устройства 11, на второй вход которого подаетс с выхода множительного устройства 9 вычисленное значение дальности до сигнальной ракеты Dp в заданный момент времени после ее пуска. Момент времени измерени Dp задаетс датчиком времени 6, первый выход которого подает сигнал на срабатывание реле 10, обеспечивающего прохождение сигнала разности логарифмов, а со второго выхода подаетс текущее врем после пуска на первый вход множительного устройства 9. На второй вход этого устройства подаетс вычисленное значение ускорени сигнальной ракеты, полученное по введенному значению этого ускорени на нулевой высоте и значению высоты, поступающей на второй вход вычислител 8 с высотомера 7. На выходе делительного устройства 11 в заданный момент времени t после пуска будем иметь значение общего показател ослаблени атмосферы аа . Запоминание его на врем выполнени задачи осуществл етс в запоминающем устройстве 12.After pressing button 5, the start of the signal rocket starts the time sensor, 6. The signal W received by the radiant energy receiver 1 is logarithmized by the logarithmator 2 and fed to the second input of the computing device 4, the first input of which is supplied from the output of the logarithmator 3 logarithm of the initial signal intensity W0. From the output of the subtractor 4, the logarithm difference (In W0- -InW) through the relay 10 is fed to the first input of the divider 11, the second input of which is supplied from the output of the multiplier 9 with the calculated distance to the signal rocket Dp at a given point in time after it start up. The measurement time Dp is set by a time sensor 6, the first output of which sends a signal to the relay 10, which ensures the passage of the logarithm difference signal, and from the second output the current time is supplied after starting to the first input of the multiplier device 9. The calculated acceleration value is applied to the second input of this device signal rocket obtained by the entered value of this acceleration at zero height and the value of the height supplied to the second input of the transmitter 8 from the altimeter 7. At the output of the dividing device 11 at a given point in time t after launch, we will have the value of the total atmospheric attenuation index aa. It is stored for the duration of the task in memory 12.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU914938690A RU1801217C (en) | 1991-05-20 | 1991-05-20 | Method for measuring closing speed |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU914938690A RU1801217C (en) | 1991-05-20 | 1991-05-20 | Method for measuring closing speed |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU1801217C true RU1801217C (en) | 1993-03-07 |
Family
ID=21575796
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU914938690A RU1801217C (en) | 1991-05-20 | 1991-05-20 | Method for measuring closing speed |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU1801217C (en) |
-
1991
- 1991-05-20 RU SU914938690A patent/RU1801217C/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Справочник по радиолокации / Под ред. А. С. Виницкого. М.: Сов. радио, 1979, т. 3, с. 235. Патент US № 3819268, кл. G 01 Р 3/36, 1974. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3982713A (en) | Ballistic missile defense system | |
US4083308A (en) | Projectile fuzes | |
US5434668A (en) | Laser vibrometer identification friend-or-foe (IFF) system | |
KR100486401B1 (en) | Method For Determining An Impact Point Of A Fired Projectile Relative To The Target | |
RU2003128988A (en) | SYSTEM OF HIGH-PRECISION CONTROLLED HYPERSONIC ARTILLERY WEAPONS | |
US3219826A (en) | Target tracking guidance system with false signal detecting means | |
US4124849A (en) | Positioning system | |
US11199387B2 (en) | Accurate range-to-go for command detonation | |
US4444110A (en) | Arrangement for generating a firing signal for overflight-flying bodies | |
US6487519B1 (en) | System and method for time-to-intercept determination | |
RU1801217C (en) | Method for measuring closing speed | |
EP0088054A2 (en) | Device for the determination of the distance of an area illuminated by a pulse laser | |
US5700088A (en) | Ammunition propellant temperature measuring assembly | |
US5560567A (en) | Passive missile tracking and guidance system | |
RU2048684C1 (en) | Method for tracking maneuvering aerial target | |
US11204220B2 (en) | Method and system for measuring airburst munition burst point | |
GB2108244A (en) | Weapon triggering system | |
US5367333A (en) | Passive range measurement system | |
US4922802A (en) | Method of determining elevation angle correction value for a gun | |
FR2318429A1 (en) | Detection of presence of equipment observing station - uses laser energy transmitted from station and reflected from equipment | |
US7982862B2 (en) | Line of sight wind speed detection system | |
US3249324A (en) | Method and system for inertial guidance | |
US3474704A (en) | Toss bombing instrument having improved means for acquisition of distance data at pickle | |
JPS5944595B2 (en) | Laser device | |
US3368776A (en) | Method of determining the launch time of air-to-air missiles |