Устройство для синхронизации регистраторов и измерения скорости летящего объекта на баллистических установках

 

Устройство для синхронизации регистраторов и измерения скорости летящего объекта на баллистических установках, включающее первый и второй датчики прохождения ударной волны, при этом выход первого датчика прохождения ударной волны соединен с входом первого ключа, а выход второго датчика прохождения ударной волны - с входами первого и второго ключей, эталонный генератор, соединенный с входами обоих ключей, две схемы сравнения кодов, входы которых соединены с выходами первого и второго счетчиков, отличающееся тем, что, с целью повышения точности синхронизации, в него дополнительно введены третий и четвертый датчики прохождения ударной волны, блок сброса накопившейся ошибки, блок ввода коррекции и селектор ввода коррекции, вторая схема сравнения кодов, формирователь сигнала динамического сброса, формирователь выходного импульса и схема ИЛИ, при этом выход схемы ИЛИ соединен с входом первого счетчика, а ее входы соединены с выходами первого ключа и селектора ввода коррекции, выходы третьего и четвертого датчиков ударной волны соединены с входами блока сброса накопившейся ошибки, выход которого соединен с входом формирователя выходного импульса, соединенного с выходом первой схемы сравнения кодов, входом формирователя сигнала динамического сброса, входом селектора ввода коррекции и входом блока сброса накопившейся ошибки, выход которого соединен с входом формирователя сигнала динамического сброса, выход которого подключен к входу второго счетчика, а выходы блока ввода коррекции и второго счетчика соединены с входами схемы сравнения кодов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов

Изобретение относится к способам получения в наземных условиях высокоэнергетических потоков рабочего газа, пригодных для моделирования условий гиперзвукового полета в атмосфере Земли

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для определения коэффициента лобового сопротивления тел в разреженных средах, изобретение позволяет расширить экспериментальные возможности за счет обеспечения определения коэффициента лобового сопротивления тел в свободномолекулярном потоке газовой среды

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности, к вакуумным аэродинамическим установкам, обеспечивающим моделирование условий полета летательных аппаратов (ЛА) в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения напряжения трения на поверхности самолетов, судов, автомобилей и других транспортных средств и их моделей

Изобретение относится к технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах

Изобретение относится к области аэрокосмической техники, а именно, к способам определения аэродинамических характеристик - зависимостей коэффициентов аэродинамических моментов от определяющих переменных: углов атаки, скольжения и углов отклонения рулей, формы указанных зависимостей и их числовых параметров

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при испытаниях транспортных средств
Наверх